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2024年 第9卷  第2期

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气体物理 第9卷 第2期 封面+目录
2024, 9(2): .
26 3
摘要:
高超声速飞行器激波干扰区缝隙流动传热特性研究
李宗阳, 窦怡彬, 任智毅, 陆云超, 陈俊铭
2024, 9(2): 1-8. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1100
109 HTML19 26
摘要:
针对高超声速飞行器激波干扰区附近缝隙流动传热问题, 建立激波发生器和缝隙的二维模型, 利用CFD仿真分析技术, 分别研究了激波作用于缝隙前、缝隙中和缝隙后情况下缝隙内部流动传热特性。结果表明, 相比较无激波的状态, 激波作用于缝隙前和缝隙中时, 会明显改变缝隙内部流体的旋涡结构, 使得缝隙内部流动强度和热量急剧增加; 当激波作用于缝隙后部时, 缝隙内部流体的旋涡结构没有明显改变, 且靠近缝隙口的远端壁面热流有局部降低, 有利于热防护结构的维型。研究结果表明, 结构热防护设计时应避免激波作用在缝隙前部和中部的位置。
Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩的影响
章录兴, 王光学, 杜磊, 余发源, 张怀宝
2024, 9(2): 9-20. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1098
93 HTML25 20
摘要:
典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象, 其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型, 采用数值模拟方法, 研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算, Mach数的范围为3~8, 壁面温度的范围为150~900 K。首先对γ-$\mathop R\limits^ \sim $eθt转捩模型和SST湍流模型进行了高超声速修正: 将压力梯度系数修正、高速横流修正引入到γ-$\mathop R\limits^ \sim $eθt转捩模型, 并对SST湍流模型闭合系数β*β进行可压缩修正; 然后开展了网格无关性验证, 通过与实验结果对比, 确认了修正后的数值方法和软件平台; 最终开展Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩规律的影响研究。计算结果表明, 转捩区域主要集中在上表面两侧、下表面中心线两侧; 增大来流Mach数, 上下表面转捩起始位置均大幅后移, 湍流区大幅缩小, 但仍会存在, 同时上表面层流区摩阻系数不断增大, 下表面湍流区摩阻系数不断减小; 升高壁面温度, 上下表面转捩起始位置先前移, 然后快速后移, 最终湍流区先后几乎消失。
煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性
舒晨, 顾福涛, 陈斌, 晏成龙, 仝毅恒, 林伟
2024, 9(2): 21-32. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1082
147 HTML45 22
摘要:
通过三维数值仿真的方法, 研究了Ma=3~7飞行工况下, 煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性。在Ma=3飞行工况下, 由于燃料雾化蒸发效果较差, 无法实现煤油燃料的爆震燃烧。Ma=4, 5, 6的飞行工况下, 随着飞行Mach数的增大, 波头数目整体上逐渐增多, 分别为单波、三波、五波模态; 但传播速度逐渐减小; 冲压模态下, 液态燃料雾化蒸发效果较好, 但流场内均不同程度地残存有煤油蒸气, 其未参加反应便排出燃烧室。Ma=7的飞行工况下, 由于来流接近CJ速度, 流场将以驻定爆震模态组织燃烧。
可压缩两气体流动的简化神经网络模型
刘子岩, 许亮, 刘耀峰
2024, 9(2): 33-42. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1089
42 HTML10 4
摘要:
实用的虚拟流体方法(practical ghost fluid method, PGFM)利用Riemann问题速度解对可压缩多介质流场界面条件进行建模。基于构造的嵌入物理约束的神经网络模型预测Riemann问题速度解的方式, 给出一种两气体流动的神经网络模型简化方法。首先提出完全气体状态方程下神经网络模型输入特征采样范围从无界域到有界域的转换方法, 改善模型预测不同初始条件下Riemann解的泛化性能。根据该转化方法, 进一步提出一种结构更加简单的神经网络优化方法, 将输入维度从5个减少到3个, 有效提高神经网络的训练效果。将该神经网络代理模型应用于PGFM程序框架, 通过典型的一维与二维两气体流动问题进行数值验证与对比分析。结果表明, 简化的网络模型与已有研究的神经网络模型相比, 能取得精度相近的计算结果。而在神经网络训练效率上, 简化神经网络具有明显优势。同时因为简化神经网络采样维度少, 方便尝试加密采样提高拟合精度, 更具备发展潜力。
固定翼无人机机翼对接过程的气动力建模与路径优化
陈益伟, 刘豪杰, 黄锐, 高秀敏
2024, 9(2): 43-53. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1084
49 HTML15 6
摘要:
针对制约链翼无人机研制和发展的固定翼无人机空中聚合难题, 研究了固定翼无人机机翼对接过程的气动力建模与路径优化问题。首先, 采用数值升力线方法理论建立了固定翼无人机机翼对接过程的气动力模型, 分析了不同相对位置和姿态下无人机的气动耦合效应。在此基础上, 将对接过程视为加权的有向最短路径问题, 提出了一种基于Dijkstra算法的机翼对接路径规划方法, 获得了最佳的机翼对接路径。数值仿真结果表明, 该气动力建模方法能够可靠描述机翼对接过程的气动耦合效应, 优化得到的路径能够显著降低固定翼无人机机翼对接过程的翼尖涡相互干扰。
复合式无人机机翼设计及其自适应优化
张威, 谭蒙, 刘亚枫, 聂永斌, 栾悦
2024, 9(2): 54-65. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1091
69 HTML14 7
摘要:
随着人类社会的进步和城市物流的兴起, 以复合式无人机为代表的无人机技术进入了快速发展阶段。在复合式无人机的研制周期中, 气动优化设计选型扮演着非常重要的角色。针对基于代理模型的气动优化技术, 对其关键参数自适应筛选和设计空间自适应更新进行了研究, 形成了参数/空间自适应气动寻优平台, 有效提高了气动优化过程中的寻优效率和搜索能力。针对一款复合式无人机提出机翼初步设计方案, 并对其进行自适应气动寻优。优化翼根、翼梢翼型及由此生成的优化三维机翼在设计升力系数为1.0时的升阻比均提高5%以上, 且对应迎角均减小2°以上。无人机机翼失速特性及滚转操控能力均得到有效提升。
小攻角下波纹壁对圆锥高超声速边界层稳定性的影响
张成键, 桂裕腾, 李学良, 成江逸, 吴杰
2024, 9(2): 66-80. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1078
91 HTML20 14
摘要:
为了获得高升阻比, 高超声速飞行器飞行通常带有一定攻角。波纹壁是在0°攻角条件下可以延迟高超声速边界层转捩的潜在手段, 但在带攻角条件下波纹壁是如何影响不稳定波发展的目前尚不明晰。为研究在小攻角条件下波纹壁对高超声速边界层内不稳定波发展的影响, 在Mach数为6的Ludwieg管风洞中采用高速红外相机和高频压力传感器(PCB)对1°攻角光滑和波纹壁尖锥进行了边界层稳定性的实验研究, 重点分析了不稳定波沿不同方位角和流向位置的发展。实验结果显示: 1°攻角条件下主导高超声速边界层转捩的不稳定波是第2模态波。1°攻角条件下, 波纹壁在45°方位角下对转捩没有延迟效果, 而在90°、135°和180°方位角下波纹壁对转捩具有促进效果。