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2019年  第4卷  第1期

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复杂构型前缘疏导热防护技术
艾邦成, 陈思员, 韩海涛, 胡龙飞, 初敏, 曲伟, 俞继军
2019, 4(1): 1-7. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0734
345 76
摘要:
针对前缘驻点区热流密度高、热流梯度大的特点，基于疏导式热防护思想，研制了一体化疏导式热防护前缘结构.根据力热承载要求，设计了一体化薄壁结构方案，内部充装碱金属工质，在气动加热条件下形成工质相变及输运的热管式闭式循环，实现驻点区热量的快速疏散.通过结构封装、热管充装等工艺流程，实现结构样件，最终通过了飞行试验验证.结果表明，疏导结构启动时间约为94.5 s，疏导效率达到23.4%.
固体火箭尾舱对流加热机理
杨学军, 沈清, 姚瑶, 任一鹏, 朱莉
2019, 4(1): 8-15. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0736
150 5
摘要:
对某型固体火箭尾舱热环境进行了研究，发现尾舱热环境存在明显的天地差异，通过数值仿真结果分析了对流热环境产生的机理.在真实飞行环境下，火箭尾舱外部绕流产生的激波和发动机喷流激波之间存在剪切层，剪切层与尾舱连通，在激波与剪切层的相互作用下形成非定常漩涡结构，是尾舱内对流加热的来源.剪切层的强弱与对流热流的大小密切相关，根据对流热流产生机理，对一种减小对流热流的结构形式进行了研究，通过减弱火箭尾部的剪切层，大幅减小了对流热流，固体火箭尾舱热环境得到明显改善.
带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟
王运涛, 孟德虹, 孙岩, 洪俊武, 张书俊, 李伟
2019, 4(1): 16-22. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0697
100 5
摘要:
共同研究模型（common research model，CRM）机翼/机身/平尾组合体构型（CRM-WBH）是第4届AIAA阻力预测研讨会（Drag Prediction Workshop IV，DPW IV）选择的基准构型，DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型（CRM-WBHS）的气动特性，主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞（European Transonic Wind Tunnel）测力、测压和模型变形测量结果的对比分析，表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移，升力系数、阻力系数下降，俯仰力矩系数增加；静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压，导致升力系数、阻力系数进一步下降，俯仰力矩系数进一步增加.CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果.
低Reynolds数下合成双射流控制结冰翼型流动分离的数值模拟
李玉杰, 匡建平, 罗振兵
2019, 4(1): 23-32. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0733
114 5
摘要:
通过FLUENT软件数值模拟的方法，分别对结明冰、混合冰、霜冰翼型的气动特性进行了研究，分析了合成双射流对改善结冰翼型流动分离的影响规律.结果表明：3种冰形均破坏了翼型的流线型，对翼型的气动力特性有不同程度的影响，其中霜冰对翼型气动力特性影响最小，明冰对翼型气动力特性影响最大，混合冰介于两者之间.开启合成双射流激励器，在小攻角情况下，结冰翼型的气动特性得到了有效的改善.而在大攻角情况下，合成双射流激励器不能完全消除分离涡，但可以推迟分离涡，分离涡厚度增加，分离涡最厚点推后.
不同亚格子模型在亚声速槽道流大涡模拟中的应用对比
洪正, 叶正寅
2019, 4(1): 33-44. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0739
90 4
摘要:
湍流边界层流动是一种广泛存在于飞行器内部和外部的流动现象，是基础理论和模型验证的重要研究对象.能够捕捉大部分流动细节且计算量适中的大涡模拟（large-eddy simulation，LES）方法在湍流数值模拟中得到了越来越广泛的应用.文章基于格心有限差分方法，使用4阶紧致中心格式离散N-S方程无黏项，分别应用5种不同的亚格子（subgrid-scale，SGS）模型，即隐式，SM（Smagorinsky model），DSM（dynamic Smagorinsky model），WALE（wall-adapting local eddy-viscosity model）和CSM（coherent structures model），对Re = 3 000，Ma = 0.5的等温壁面槽道流动进行了大涡模拟研究.与实验值和直接数值模拟（direct numerical simulation，DNS）结果对比后发现，流场平均温度、平均密度等热力学量以及平均流向速度对亚格子模型不敏感，不适宜作为判断模型优劣的判据.亚格子模型在壁面附近的耗散越大，壁面摩擦速度以及阻力系数就越小.对于与速度相关的脉动量来说，不同模型得到的结果在壁面和脉动峰值附近误差比较大，中心线附近较小；显式模型结果在流向速度峰值处均高于参考值，而在展向和壁面法向速度脉动峰值处则均偏低.考虑显式的4种模型在壁面附近的涡黏系数分布，DSM和CSM曲线满足涡黏系数与无量纲壁面距离3次方成正比的分布规律，SM曲线斜率偏小而WALE曲线斜率偏大.
高超声速流场成像质量特性及校正方法
赵鑫海, 易仕和, 丁浩林, 欧阳天赐, 石洋
2019, 4(1): 45-52. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0725
88 5
摘要:
光学成像制导飞行器在大气层中以高超声速飞行时，其成像窗口附近强压缩流场的气动光学效应会导致成像过程出现抖动、偏移和模糊，影响制导精度.为研究该问题，搭建了基于高超声速（Ma = 6.0）炮风洞的气动光学地面模拟平台.利用高速摄像机获取了多种喷流压比状态下光学头罩成像图片，研究了成像特性.基于背景纹影技术（background oriented schlieren，BOS）直接获取气动光学畸变的点扩散函数信息，结合Wiener滤波方法对地面模拟平台获取的成像畸变结果进行了校正，并结合灰度分布、峰值信噪比（peak signal-to-noise ratio，PSNR）和结构相似度（structural similarity，SSIM）对校正结果进行了定性和定量评价.成像结果表明，头罩无冷却喷流时成像质量最好，在压力匹配附近头罩成像质量相对于欠压喷流和过压喷流成像质量较好.图像校正结果表明，风洞运行过程中采集的时间序列图像在校正之后所对应的灰度分布情况、PSNR和SSIM都得到提高.
Venturi式掺混器几何参数对性能的影响
鲍锋, 涂立, 刘康, 卢愿, 李亚忠
2019, 4(1): 53-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0738
201 11
摘要:
微气泡发生器在污水处理中具有重要用途，Venturi式气液两相掺混器在微气泡生成方面具有众多优良特性.采用数值模拟方法研究了Venturi式掺混器结构几何参数对其掺混性能的影响.运用单一变量法分别研究了不同收缩段曲线，进气孔数目，扩张角的角度对掺混性能的影响，通过对比不同模型仿真结果的出口段气体体积分数、沿轴向压力变化及沿轴向湍动能变化，得出掺混性能最佳的几何参数.研究收缩段曲线时，发现一次直线的气液掺混性能在所选的5条收缩段曲线中最好；研究进气孔数量时，比较了1，2，4个进气孔对掺混性能的影响，发现在一定的进气孔数目范围内，进气孔数目的增加可以提高气液掺混效率；研究扩张角变化对掺混效率的影响时，得出在6~9°的范围内，随着扩张角的增大，气液掺混效率随之显著增大.

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