气体物理

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气体物理第7卷第4期封面+目录

2022, 7(4): .

101

21

摘要:

一维爆轰波在扰动来流中传播的数值研究

郗雪辰, 杨鹏飞, 滕宏辉

2022, 7(4): 1-9. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0908

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13

摘要:
爆轰波在静止气体或定常来流中的传播得到了广泛研究, 然而在扰动来流中的传播研究较少。这方面的研究不仅是爆轰传播机制的重要组成部分, 还可为爆轰发动机的应用提供参考。文章基于两步诱导-放热总包反应模型, 开展了一维爆轰波在正弦密度扰动来流中的传播数值模拟。通过对数值结果分析, 获得了放热反应控制参数与爆轰波内在不稳定性的关系, 并在此基础上研究了扰动波长和幅值对一维爆轰波动力学过程的影响。研究发现, 在波前施加连续扰动会诱导爆轰波表现出更复杂的动力学行为, 且影响过程与爆轰波的内在不稳定性相关。对于稳定爆轰波, 扰动只在特定波长范围内引起前导激波后的压力振荡。对于不稳定爆轰波, 扰动会进一步强化其内在不稳定性。扰动幅值越大, 对爆轰波动力学过程的影响越显著。

双锥/双楔流动中的高温气体效应仿真模拟

袁军娅, 任翔, 蔡国飙, 王伟宗, 贺碧蛟

2022, 7(4): 10-18. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0927

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19

摘要:
在高超声速飞行和再入地球大气过程中, 气体分子的振动、电子态激发, 伴随离解、电离反应, 从而产生高温真实气体效应。不同数值方法对高温真实气体效应的模化会造成气体热物性参数的差异, 从而对流场模拟引入不确定度。以高超声速的双锥/双楔流动为例, 通过计算流体力学方法和直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法, 研究高温真实气体模型对复杂干扰流动的预测能力。结果表明, 有别于量热完全气体, 若考虑真实物理过程的热化学非平衡过程带来气体热力学性质、输运特性的变化, 会导致激波角、边界层厚度、分离区尺寸等流动结构的改变。因此, 在研究高超声速模拟中应注意数值模型的正确应用。

无人机投放分离特性仿真与优化

曾丽芳, 黎军, 王天琪, 邵雪明

2022, 7(4): 19-27. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0923

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38

摘要:
用于远程投放作战的无人机在与母机分离的过程中, 其姿态变化与运动轨迹直接影响母机的安全性和自身稳定性。基于重叠网格技术, 提出了一种流体-刚体运动耦合数值模拟方法, 对无人机动态投放分离过程进行仿真。采用WPFS标模进行计算, 发现仿真与试验结果吻合度高, 数值模拟方法得到有效验证。采用上述数值模拟方法实现无人机投放过程的仿真, 得到无人机在投放分离过程中位置与姿态随时间的变化规律。进一步基于仿真结果, 完成了无人机弹射方案的优化设计。

超声速三维空腔流气动噪声被动控制

冯峰, 王强

2022, 7(4): 28-37. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0936

163 HTML 39

16

摘要:
抑制超声速武器舱空腔流噪声是航空领域中一项重要课题。大量研究表明在空腔前缘采用主/被动控制技术可以在一定程度上抑制腔内噪声水平。利用大涡模拟(large eddy simulation, LES)技术计算分析了Mach 1.4开式矩形方腔及波形、弧形两种前后壁几何修形后空腔的流动及噪声, 探索超声速来流条件下几何修形被动控制技术对开式方腔流噪声的抑制能力。计算结果表明波形和弧形空腔对腔内噪声均具有一定的抑制作用, 且波形空腔噪声控制效果更优。分析认为空腔几何修形能够改变空腔上方剪切层及腔内大尺度涡结构的发展演化, 进而实现对腔内噪声的控制。此外, 还应用LES方法计算分析了增厚的来流边界层条件下超声速方腔流, 发现来流边界层增厚可显著降低腔内噪声水平。

超声速全机带动力短舱对近场压力信号和地面声爆的影响

林榕婷, 谭廉华, 霍满, 吴宇昂, 杜玺, 林大楷

2022, 7(4): 38-52. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0911

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13

摘要:
新一代环保高效的超声速商用飞机是近年来研究的热点, 低声爆技术是关键技术之一。研究声爆的影响因素有助于推进低声爆设计技术的发展。就超声速飞机整机而言, 发动机对近场和远场压力信号及地面声爆的影响颇为重要。国内外众多学者和研究单位对此进行了研究。中国商飞北研中心针对超声速带动力对近场压力信号和声爆的影响展开了一系列研究, 选取美国AIAA声爆预测会议提供的低声爆验证标模NASA C25D, 针对通气短舱和动力短舱构型进行了数值模拟和分析研究, 采用基于Euler方法和基于RANS方法的定常计算, 通过波形参数法由近场压力信号计算地面声爆信号, 并转化为可感知强度值, 与部分参会者的结果进行了对比。总结了黏性、是否带动力对超声速飞机近场压力信号和声爆的影响, 为未来超声速商用飞机的低声爆设计储备技术基础。

无缝襟翼吹气控制机理和地面效应分析

赵光银, 姜裕标, 王万波, 何萌

2022, 7(4): 53-66. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0962

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13

摘要:
基于Coanda效应的无缝襟翼吹气控制能大幅度提升机翼升力, 改善大型运输类飞机起降性能, 因此研究起降阶段地面效应对吹气控制的影响十分必要。通过数值模拟方法, 从流场变化的角度分析了无缝襟翼吹气控制机理, 以及有/无襟翼吹气时地面效应对翼型气动性能的影响。襟翼吹气使Coanda表面产生局部低压区, 形成指向Coanda表面的压力梯度, 进而引起射流上方的主流偏转和加速, 使整个翼面近壁区产生顺时针方向的速度增量; 翼面压力面的压力增大, 吸力面的吸力增强, 其中主翼上翼面吸力增强是翼型升力增加的主要来源。无吹气时, 地面效应使翼型上/下翼面附近的流速均降低, 上/下翼面的压力均有所提高, 整体上使翼型升力降低。有地面效应时的襟翼吹气增强了下翼面对来流的阻滞作用, 进一步提高了下翼面的压力; 襟翼吹气使上翼面气流加速, 可抵消地面效应引起的上翼面气流减速, 一定程度上减小了地面效应引起的上翼面吸力损失。

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究

霍俊杰, 易仕和, 牛海波, 刘小林

2022, 7(4): 67-76. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0906

149 HTML 31

18

摘要:
高超声速流动中, 大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象, 进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论, 研究基于温敏漆技术, 得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下, 攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析, 对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时, 通过对来流总压的调节, 得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果, 总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现, 高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征, 而在不同的Reynolds数下, 各个流动特征产生影响的范围不同, 随着Reynolds数的降低, 层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加, 而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。

防热环对空气舵舵轴流动及气动加热影响

聂亮, 李宇, 刘宇飞, 袁野, 刘国仟, 周禹

2022, 7(4): 77-82. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0933

126 HTML 106

52

摘要:
空气舵缝隙内的舵轴是高速飞行器受热最严酷的部位之一。为减小舵轴的防热压力, 通过在舵轴周围设计防热环, 将舵轴的高热流区转移到防热环, 大幅减小舵轴的气动热载荷, 从而有效实现舵轴承力功能和防热环承热功能的分离。通过数值计算和试验研究分析了舵轴防热环的降热效果与机理, 获得以下结论: 通过有无防热环方案的仿真和试验对比, 表明了增加防热环能够明显降低舵轴热环境; 通过对舵缝隙内外流动的细致分析, 给出了舵轴防热环通过转移高热流区降低舵轴热流的降热机理; 通过不同舵偏和不同流态有无防热环方案数值计算的对比表明了防热环对舵轴热流的降低作用具有广泛适用性。

热流传感器传热特性电弧风洞实验及数值模拟

周凯, 欧东斌, 张仕忠, 李进平

2022, 7(4): 83-90. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0945

148 HTML 120

27

摘要:
高超声速飞行器面临剧烈的气动加热环境, 电弧风洞是飞行器防热材料地面考核筛选的主力设备。热流密度是电弧风洞重要的模拟参数之一, 需要进行准确有效的测量。针对电弧风洞气流环境特点, 开展传统塞式量热计和新型同轴热电偶的对比测热试验, 并采用数值模拟对两种热流传感器的传热特性进行了分析。在电弧风洞平板自由射流试验热流密度分布在0~1 100 kW/m²范围内, 同轴热电偶的热流密度测试试验结果相对塞式量热计偏低10%~15%。数值模拟结果表明, 塞式量热计本身结构热物性参数不匹配会导致热流密度测量数值偏高至少10%, 而同轴热电偶测量数值偏高最大仅为2.19%, 相对塞式量热计具备更高的测量精度。同时, 电弧风洞中不同材质热流密度测试模型使用同轴热电偶进行测热试验时, 需要在同轴热电偶同模型之间增加适当厚度的不锈钢套以满足传感器周围环境的热匹配。

主管部门：	中国航天科技集团有限公司
主办单位：	中国航天空气动力技术研究院中国宇航学会中国宇航出版有限责任公司

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