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2024年  第9卷  第1期

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气体物理 第9卷 第1期 封面+目录
2024, 9(1): .
40 14
摘要:
反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性
曹晴晴, 李岩, 张欣羡, 周毅
2024, 9(1): 1-11. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1075
79 HTML 11 20
摘要:
湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface, T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区, 研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟, 研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明: 反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱, 在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应, 而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近, 反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近, 反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响, 但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内, 反应物B的输运主要由对流作用影响, T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。
深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测
李齐, 赵瑞, 陈智, 郭斌, 王强
2024, 9(1): 12-20. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1073
97 HTML 10 33
摘要:
深空再入飞行器为提高气动减速效率, 一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素, 极易造成飞行器迎风面流动失稳, 流动出现转捩甚至演化为湍流, 使表面热流分布发生巨大变化, 给飞行器安全带来极大挑战。国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象, 分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式, 分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流Reynolds数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布和边界层转捩位置以及热流分布的影响, 研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。
基于Isight的二元进气道压缩楔射流控制参数优化
孙冯涛, 史志伟, 张伟麟, 丁保政, 舒彦淋
2024, 9(1): 21-35. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1080
103 HTML 13 10
摘要:
二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器。宽速域飞行器的飞行速域较大, 进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求, 这存在一定的困难。利用射流进行前体激波控制, 在一定程度上可以改善流场, 并提升进气道性能, 但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口, 不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失, 因此射流控制参数的优化是一个重要问题。基于Isight软件搭建优化流程, 采用Hooke-Jeeves优化方法, 以射流角度、射流宽度以及射流位置作为优化变量, 流量系数作为约束条件, 总压恢复系数最大作为目标函数进行优化, 探究了来流Mach数为6时不同射流参数对进气道性能的影响。结果表明, Hooke-Jeeves优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题, 优化后的进气道能够满足流量系数的要求, 射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升18%, 综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升2.82%。
基于多面体重叠网格的多体分离计算分析
严晓雪, 牛健平, 许云涛, 李长文
2024, 9(1): 36-44. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1096
58 HTML 9 13
摘要:
分离问题在航空航天领域频繁出现, 对各类运载火箭、飞行器等完成任务使命至关重要, 并事关主体/分离体的安全。基于带边界层加密的多面体网格、重叠网格和刚体六自由度运动方程, 利用CFD数值模拟方法, 对某标模外形开展了多体分离数值模拟, 研究了不同初始弹射力对多体分离安全性的影响, 从纵向和横航向两方面分析了标模的分离特性及与弹射力的关系, 对工程研究有一定的参考作用。
电磁助推翼段加速地面效应及稳定性分析
罗星东, 侯自豪, 李少伟, 薄靖龙, 翟茂春
2024, 9(1): 45-57. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1081
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摘要:
电磁发射空天飞行器是未来可重复使用天地往返运输系统的重要发展方向之一, 近地助推加速过程受电磁悬浮力影响, 面临着复杂的地面效应与弹性稳定性问题。以NACA0012二维翼段为研究对象, 建立了电磁力与气动力耦合的动力学模型, 对翼段近地Ma＝0~1.5加速过程中的流场特征、运行姿态和气动特性进行了数值模拟。结果表明, 翼段加速诱导地面效应可分为4阶段。第1阶段, 上下翼面为亚声速流动, 翼段姿态和气动载荷基本无振荡。第2阶段, 上翼面开始出现跨声速流动, 下翼面流动以典型的变截面跨声速流动为主导, 并伴随壅塞-通流模态转换。第3阶段, 上翼面保持跨声速流动, 下翼面流动壅塞再现, 并呈现出完全膨胀的跨声速壅塞流动状态。在第2、3阶段, 翼段姿态和气动载荷低频大幅振荡。第4阶段, 上翼面发展为超声速流动, 下翼面保持完全膨胀壅塞流动, 翼段姿态和气动载荷高频小幅振荡。在此基础上, 探究了悬浮高度、悬浮刚度、磁体间距对系统稳定性的影响。发现增加悬浮高度, 有利于在一定程度上提高系统稳定性; 适当增加悬浮刚度或悬浮磁体间距, 同时限定电磁助推目标速度小于系统振荡发散临界Mach数, 有利于明显提高系统稳定性。
双喉道Ludwieg管风洞启动过程及其有效运行时间延长
李创创, 李志远, 张振辉, 吴杰
2024, 9(1): 58-69. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1071
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摘要:
Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是, 快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响, 产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来源, 但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短。针对该问题, 通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的启动特性进行研究, 然后对第1喷管扩张段与稳定段进行了融合设计, 研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响。结果表明, 采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的有效运行时间提升近20%, 并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响, 有效提高了风洞的实验能力。同时, 相较于较大的扩张角组合, 较小的扩张角设计能够减少约10%的总压损失。

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