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2023年  第8卷  第4期

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气体物理 第8卷 第4期 封面+目录
2023, 8(4): .
48 48
摘要:
关于高超声速飞行器新热障的认知与探讨
艾邦成, 陈思员, 陈智, 苗文博, 罗晓光, 邓代英, 韩海涛, 俞继军
2023, 8(4): 1-17. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1034
376 HTML 103 116
摘要:
未来高超声速飞行器向更远的航程、更快的速度等航空航天技术融合的方向发展，不断突破飞行速度边界、巡弋空间边界。飞行速度不断提高，热载荷越来越严酷，同时防热结构多功能一体化设计的需求以及结构质量强约束等新的特点对热防护提出了全新的要求和挑战。针对这些全新的挑战，热防护呈现出新的特点和需求，防热需求发生重大变化，已有技术和现有设计手段存在明显不足，对相关科学问题的认知存在明显缺失，亟待探索新的技术途径。基于此，提出新热障的概念，分析了长时间加热、非烧蚀热防护、精细化热环境分析等方面的研究现状，指出了新热障问题的具体内涵和重要发展方向，回顾了热防护技术正在探索的新方向和新方法，包括低烧蚀/非烧蚀技术、系统基因组材料设计方法、疏导式创新热防护技术等，认为解决新热障是一个突破现有热防护技术极限的科学技术问题，需要通过多途径联合、多方法综合、多学科交叉突破这一高超声速飞行器热防护瓶颈问题，从精细化热环境预示与热环境控制、多尺度热防护材料性能预示、全新的防隔热材料设计途径、创新的热结构等方面入手，探索飞行器新热障问题的创新解决方案，并对相关技术研究进展进行了总结。
飞行器前体-进气道热变形效应对进气性能影响的流/热/固耦合数值模拟
李思逸, 刘磊, 杨肖峰, 王梓伊, 杜雁霞, 桂业伟
2023, 8(4): 18-26. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1031
81 HTML 23 16
摘要:
进气性能是吸气式高超声速飞行器进气道设计的重要指标。在长时间气动热载荷作用下，飞行器前体和进气道均会产生不同程度的热变形现象，改变进气道内部气流组织和流场结构，影响进气性能甚至危及飞行安全。基于自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台，开展了飞行器典型前体-进气道结构的流/热/固耦合数值模拟，分析了前体压缩面和唇口构型的热变形效应对进气道波系结构和进气性能的影响规律。分析表明：长时间巡航状态下，考虑热变形影响时，进气道唇口会偏离设计状态，波系随局部变形而发生位移和振荡，导致进气道入口流量系数上升，总压恢复系数下降，升压比上升。热变形导致进气性能相关影响需在吸气式飞行器设计中予以重点关注。
激波串的三维结构分析
马张煜, 郝晨光, 薛龙生, 王成鹏, 赵炜
2023, 8(4): 27-34. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1017
99 HTML 29 26
摘要:
针对二维数值模拟是否能够完全反映激波串真实结构的问题，研究了Mach数1.5和3.0来流条件下激波串的三维模拟结构与二维模拟结构。研究采用Reynolds平均算法的SST湍流模型对喷管及等直段分别进行三维和二维的模拟，网格量分别为1.8×107和2×105。首先，当喷管满流状态完全收敛时，通过在出口施加线性增长反压的方式诱导出激波串结构；然后，对三维模拟结构在各个视角的不同切面与二维模拟结构进行对比分析。研究发现：来流Mach数1.5下的激波串在xy与zx两个平面视角的结构都为对称结构，与二维模拟结果均高度相似；来流Mach数3.0下的激波串只有一个视角为对称结构，另一个视角为非对称结构，且非对称视角的结构与二维模拟结果高度相似。因此，对激波串的二维模拟结果仅可反映激波串三维结构中的一个"准二维区域"：Mach数1.5的激波串在两个视角的中心切面及两侧对称的一定范围内均可近似为二维结构（准二维区域占比40%左右）；而对于Mach数3.0的激波串，只有对称视角中心切面及两侧一定范围内的区域可近似为二维结构（准二维区域占比60%左右）。
逆向射流流场建立瞬态过程
朱亮, 李唯暄, 李春雷, 祁少波, 田小涛
2023, 8(4): 35-45. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1014
71 HTML 11 15
摘要:
为研究高超声速来流下逆向射流流场建立过程及其瞬态特性，基于非定常Reynolds平均Navier-Stokes（unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes，URANS）方程，采用高精度数值格式编制了一套适用于高超声速复杂流动的计算程序。首先，利用经典实验验证了计算程序对包含激波干扰非定常流场模拟的可靠性。随后，深入研究了逆向射流开启后射流流场的建立过程。计算结果表明：仿真结果清晰再现了逆向射流流场建立过程及流场波系演化特征，整个流场波系结构变化非常剧烈，钝体壁面压力和热流急剧变化，气动阻力先是迅速降低至最小值，随后小幅上升至稳定值。此外，逆向射流总压比升高，气动阻力下降后将经历更为剧烈的波动才趋于稳定。
基于本征正交分解的并列双圆柱绕流尾流场分析
王军辉, 田书玲
2023, 8(4): 46-54. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1027
94 HTML 31 24
摘要:
并列双圆柱绕流尾流场流动复杂，在不同的间距下会呈现多种复杂尾迹模式。基于有限体积方法，针对低Reynolds数Re=200下不同间距并列二维双圆柱绕流流动开展了数值模拟研究，并采用本征正交分解（proper orthogonal decomposition，POD）法对仿真得到的尾流场进行模态对比分析。分析结果表明：间距g=1.5 m时，上下两圆柱间干扰较弱，尾迹呈现周期性同步同向模式；间距g=0.35 m时，上下两圆柱间干扰较强，流动现象较为复杂，尾迹呈现交替翻转模式，流场不再具有明显周期性规律。同时POD方法能得到尾流流动在空间上的主要分布特征，较少的模态包含流场的绝大部分能量，且间距g=1.5 m的尾流模态结构较间距g=0.35 m的模态结构更加紧凑有序，这和不同间距g下的尾流流动形态密切相关。
运载火箭嵌入式大气数据测量系统
程川, 刘阳
2023, 8(4): 55-62. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1026
110 HTML 21 12
摘要:
针对运载火箭主动飞行段，设计一种适用于球头双锥整流罩的嵌入式大气数据测量系统（flush air data sensing，FADS），并进行运载火箭FADS实施方案和求解精度研究。采用风洞试验手段对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定，结果表明：FADS在飞行Mach数0.4~5.0范围内能够较为准确辨识出实时风场参数变化，攻角、侧滑角测量绝对误差小于0.5°，Mach数测量绝对误差小于0.1，静压相对误差小于5%。嵌入式大气数据测量技术在运载火箭风场实时修正、飞行控制和主动减载等专业领域具有广泛的应用前景。
不稳定分层大气边界层中沙尘暴的无黏模型研究
谢晨月, 熊向明, 陶建军, 刘炽杭
2023, 8(4): 63-72. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1020
68 HTML 11 13
摘要:
实验观测表明，沙尘暴发生之前的大气边界层常常是不稳定分层的。沙尘暴可被视为处于超高Reynolds数的颗粒两相湍流异重流。为了研究异重流坍塌阶段的主控机制，建立了一个无黏模型，发现在重流体或环境流体或两者均存在不稳定密度分层时，表征异重流头部速度的Froude数都会变小。对不同的开闸高度和不稳定分层情况的开闸式异重流进行了数值模拟。尽管在密度界面存在混合，但是模拟所得的头部速度与高度关系同无黏模型的预测相符。另外，野外观测到的沙尘暴头部速度增量同该模型的预测基本一致，显示在该类高Reynolds数湍流中无黏机制的贡献不容忽视。

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