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2022年  第7卷  第5期

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气体物理 第7卷 第5期 封面+目录
2022, 7(5): .
79 14
摘要:
稀薄气体流动非线性耦合本构关系研究进展
袁震宇, 陈伟芳, 江中正, 赵文文
2022, 7(5): 1-15. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0931
121 HTML 61 18
摘要:
临近空间高超声速飞行器流场蕴含着复杂的非线性流动机理与丰富的热化学非平衡流动现象, 基于Newton摩擦定律和Fourier热传导定律的Navier-Stokes(N-S)方程不足以描述高超声速飞行器从连续流到稀薄流的多尺度非平衡现象。非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations, NCCR)作为一种全新的本构方程体系, 在严格满足热力学熵条件的基础上, 巧妙地构建了应力与热流的非线性表达形式。然而, NCCR方程的强非线性耦合特性是求解过程的一大难题。为了克服这一技术瓶颈, 提出了混合迭代算法, 为实现NCCR方程的高效稳定求解提供了坚实的理论基础。在该理论研究的基础上, 考虑到原始NCCR方程对热通量演化方程的简化处理, 降低了方程的计算精度, 提出了改进的NCCR+方程。该方程在强激波压缩区域和膨胀区域表现出比传统NCCR方程更高的计算精度与更强的非平衡流动模拟能力。同时, 为了解决临近空间高超声速空气动力学的多尺度与多物理效应耦合难题, 提出了NCCR与转动非平衡的耦合计算模型, 拓展了NCCR方程在双原子气体中的模拟能力。为了揭示稀薄气体效应与真实气体效应的耦合作用机理, 进一步建立了NCCR与热化学反应的耦合计算方法。大量研究结果表明, 考虑多物理效应的NCCR方程在低Kn下能够恢复到与N-S方程一致的解。随着Kn的增加, 流场的非平衡程度逐渐增强, 其结果与N-S方程差异显著, 而与DSMC方法计算结果和实验数据具有更好的一致性。
Arnoldi方法简述及其在流动稳定性中的应用
李武庸, 涂国华, 陈曦
2022, 7(5): 16-28. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0958
172 HTML 53 19
摘要:
流动稳定性问题常常归结于巨型非对称矩阵特征值问题。多数求解巨型非对称矩阵特征问题的算法均是经基本的Arnoldi算法演化而来。首先简述基本的Arnoldi算法; 其次简述基于Arnoldi算法的几类变体, 如显式重启Arnoldi算法，隐式重启Arnoldi算法与多重隐式重启Arnoldi算法; 最后基于Arnoldi算法及其变体结合谱位移技术求解计算流动稳定性问题, 并通过数值实验比较可知结合谱位移技术的多重隐式重启Arnoldi算法的求解效率最高。
钝锥再入飞行器黏性干扰效应建模
王沛, 李锦, 江定武, 毛枚良
2022, 7(5): 29-37. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0957
100 HTML 27 7
摘要:
针对典型的钝锥外形, 采用统一气体动理学格式(UGKS)模拟了高度70~110 km下不同Mach数和攻角的流场, 进行了流场特性的分析, 并基于黏性干扰的理论成果, 将气动力特性与第3黏性干扰参数、攻角和Mach数等参数进行关联, 建立了气动力系数的黏性干扰模型, 给出了模型预测结果的相关性分析和准确性评估。经初步测试, 该模型预测结果与UGKS直接模拟结果具有良好的一致性, 对工程应用快速获取高空气动特性具有重要意义。
发动机喷流对火箭气动特性影响
任一鹏, 郑晨, 闵昌万
2022, 7(5): 38-49. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0960
196 HTML 28 30
摘要:
开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计，比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异，结果显示，发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响，且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响，而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果，可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法，供火箭精细化气动特性设计参考使用。
基于翼身融合布局载机的组合空射飞行器概念设计与气动优化
雷国东, 李岩, 徐悦
2022, 7(5): 50-62. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0942
142 HTML 31 29
摘要:
提出了一种使用翼身融合布局载机背载火箭助推空天飞行器的概念设计及其载机平台的气动优化设计, 本设计第1级是1个大型亚跨声速翼身融合布局载机, 第2级是两个推进剂外贮箱, 第3级是一种有翼火箭推进飞行器, 空基发射相对陆基或海基发射的优势是在同等入轨质量条件下, 可以大幅度减小初始发射质量, 大幅度节省推进剂, 显著降低发射成本, 提高空天发射的便捷性, 经过设计估算, 可以1×106 kg量级起飞达到陆基多级火箭2×106 kg量级发射航天飞机级质量的目的, 并可以重复使用。对于第3级飞行器, 利用空天飞行器因其具有的高度和速度而蓄积的引力势能和动能, 具有实现环球飞行量级的大航程高速无动力滑翔飞行的潜力, 探索空射型助推滑翔式系统如何将这些巨大能量缓慢释放用于实现无动力远距离高空高速滑翔飞行。考虑到高超声速飞行器部分的气动优化潜力有限, 利用多点多约束气动优化设计方法实现了载机平台高空发射状态升阻比的较大增加和起飞状态升力系数的显著增长, 用以增大载机平台的载重能力, 而载重能力的增加可用于提升空射系统的入轨质量或者滑翔航程, 从而优化系统整体。
基于进化算法和复合参数化方法的低速翼型优化
王顺顺, 郭正
2022, 7(5): 63-70. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0974
141 HTML 42 13
摘要:
针对设计工况为Re=1×106的翼型在2°和8°两种迎角下的气动性能进行综合优化, 提升其在巡航与起飞着陆时的性能。利用气动估算软件Xfoil结合NACA 4位数参数化方法进行翼型初步优化, 缩小优化空间, 减少计算量。通过求解Reynolds平均Navier-Stokes方程的方式进行精确优化, 最后利用Hicks-Henne形函数法对翼型表面施加扰动进行细节优化, 弥补NACA 4位数参数化方法细节表现不足的缺点。实现了2°和8°两种迎角下气动性能普遍提升20%以上的效果, 并发展了一种复合参数化方法下基于改进进化算法的多目标、多步骤气动优化方法。
微通道内气体流动的DSMC方法
张文雯, 王学德
2022, 7(5): 71-77. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0963
125 HTML 29 22
摘要:
基于压力边界条件开展了微尺度低速流动DSMC方法的研究, 定义了两个无量纲参数作为微尺度DSMC方法下网格尺寸与时间步长的约束条件, 通过微尺度Poiseuille流进行了方法的验证与比较, 获得了网格尺寸与时间步长的一般原则。在此基础上, 对变截面的单孔和双孔模型的微通道气体流动进行DSMC模拟, 结果表明, 通道几何形状对微尺度气体流动具有显著影响, 孔口后由于通道收缩, 产生压降, 导致气流加速, 并在孔口下游拐角处发生分离; 双孔口模型的流动结构与单孔口模型相似, 且在相同压差情况下, 经双孔口后的气体流速低于经单孔口后的气体流速; 随着入口压力的增加, 经过孔口压缩后的速度越大, 分离区尺寸也越大。

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