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高超声速乘波前体/三维内转进气道逆向设计

高超声速乘波前体/三维内转进气道逆向设计

2016年航空科学与技术全国博士生学术论坛

作者：李怡庆尤延铖厦门大学航空航天学院

在传统内乘波三维内转进气道设计方法的基础上,本文发展了一种具有乘波压缩特征的前体/三维内转进气道逆向设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场... 详细信息

在传统内乘波三维内转进气道设计方法的基础上,本文发展了一种具有乘波压缩特征的前体/三维内转进气道逆向设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与反设计,本文获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案能够还原设计要求的流场结构,且流量捕获系数能够达到0.95,总压恢复系数为0.53;而在Ma5.5的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.90,总压恢复为0.65。该结果证实,此类乘波前体与三维内转进气道的设计方法是可行的,且具有较高的气动特性。

关键词：乘波前体三维内转进气道基本流场高超声速斜激波理论

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基于线化方程的声传播计算方法研究

实验流体力学 2024年第3期38卷 50-62页

作者：陈荣钱王李璨占柠瑀宋翘楚尤延铖厦门大学航空航天学院厦门361005

复杂流场如剪切层、旋涡等会改变气动噪声的传播特性,引起折射、反射和散射等现象,对声源识别、测量产生影响。基于线化方程的声传播计算方法是研究声波在复杂流场中传播的重要手段。本文针对非均匀流中声传播计算存在的问题,介绍了近... 详细信息

复杂流场如剪切层、旋涡等会改变气动噪声的传播特性,引起折射、反射和散射等现象,对声源识别、测量产生影响。基于线化方程的声传播计算方法是研究声波在复杂流场中传播的重要手段。本文针对非均匀流中声传播计算存在的问题,介绍了近年来课题组开展的研究工作:提出了改进梯度项抑制方法,以抑制基于线化方程模拟声波穿过剪切层时出现的数值不稳定波;发展了适用于线化方程的基于Boltzmann模型的有限体积法通量计算格式,以模拟声波在包含复杂外形流场中的传播问题;发展了简化的线化格子Boltzmann方法,改善了格子Boltzmann方法模拟声传播时内存占用大的问题;研究了剪切层对声源定位的影响规律,建立了定位误差随射流马赫数、斯特劳哈尔数变化的数学模型,为提高实验测量精度提供参考。

关键词：线化方程声传播格子Boltzmann模型计算气动声学

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逆向泄流槽在三维内乘波式进气道中的应用

燃气涡轮试验与研究 2013年第6期26卷 40-45,34页

作者：潘成剑李怡庆安平尤延铖厦门大学航空系福建厦门361005

采用逆向开槽技术,对三维内乘波式高超声速进气道的低马赫数起动和抗反压能力进行研究,提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽两种方案。数值研究结果表明:逆向泄流槽在三维内乘波式进气道自起动和抗反压过程中起到气动开关作用。进气道... 详细信息

采用逆向开槽技术,对三维内乘波式高超声速进气道的低马赫数起动和抗反压能力进行研究,提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽两种方案。数值研究结果表明:逆向泄流槽在三维内乘波式进气道自起动和抗反压过程中起到气动开关作用。进气道不起动或反压过高时,泄流槽处于开启状态;进气道起动后,泄流槽接近气动关闭状态,对进气道总体性能影响较小。两种逆向泄流槽都拓宽了三维内乘波式进气道的低马赫数起动范围,提高了进气道的抗反压能力。其中,逆向倒角泄流槽比逆向直泄流槽具有更宽的低马赫数起动范围和更强的抗反压能力。

关键词：逆向泄流槽内乘波式进气道自起动抗反压高超声速数值模拟

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轴对称内锥流动中马赫盘的形成与演化

空气动力学学报 2022年第1期40卷 129-140页

作者：姬隽泽李祝飞司东现张涛施崇广尤延铖杨基明中国科学技术大学合肥230027 厦门大学厦门361102

针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题,采用无黏数值模拟结合理论分析,在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下,以模型壁面前缘角度θ;和壁面长度w/R为几何参数,研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的... 详细信息

针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题,采用无黏数值模拟结合理论分析,在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下,以模型壁面前缘角度θ;和壁面长度w/R为几何参数,研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明,壁面前缘角度θw通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置,限定了马赫盘可能存在的位置范围;马赫盘位置还受其下游流动的影响,在不同的θ;和w/R条件下,马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型;对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配,马赫盘的位置不随w/R而变化;对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化;根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系,可以求解马赫盘位置。

关键词：轴对称内锥流动马赫盘前缘角度声速喉道

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高阶弯曲激波理论及其典型应用研究

空天技术 2022年第1期2022卷 27-38页

作者：施崇广汤祎麒程剑锐张涛朱呈祥尤延铖厦门大学航空航天学院

高超声速飞行器高度一体化的气动反设计需求使得传统的直线型激波理论已经难以适用,从理论、方法和应用三个层面对开展的高阶弯曲激波理论相关研究进行了介绍。在理论方面,将弯曲激波理论向高阶领域拓展,为超声速流场的设计与分析奠定... 详细信息

高超声速飞行器高度一体化的气动反设计需求使得传统的直线型激波理论已经难以适用,从理论、方法和应用三个层面对开展的高阶弯曲激波理论相关研究进行了介绍。在理论方面,将弯曲激波理论向高阶领域拓展,为超声速流场的设计与分析奠定了理论基础;在方法方面,基于流线-特征线坐标系提出了弯曲流线特征线法,实现了全流场气动参数及其梯度的高精度、高效率求解;在应用方面,采用弯曲激波理论对高超声速内流中的典型流动进行了建模与分析,实现了复杂弯曲激波流动的高精度描述。具体包括,建立了弯曲激波马赫反射的理论模型,双波马赫反射的理论模型,弯曲入射激波/边界层干扰的理论模型。研究高阶弯曲激波理论体系对深入了解超声速流动的物理本质具有重要意义,也为未来高超声速内外流的气动反设计提供了理论及方法支撑。

关键词：弯曲激波激波反射高阶激波/边界层干扰超声速流场高超声速飞行器

改进BL代数湍流模型在三维分离流动中的应用

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改进BL代数湍流模型在三维分离流动中的应用

大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会2007年学术年会

作者：尤延铖梁德旺南京航空航天大学能源与动力学院

本文以文献[1]提出的改进 Baldwin-Lomax 模型为基础,解决了三维分离流动中分离与再附过程的数值判断, 角部区域固壁间涡粘性系数计算相互干扰等问题,提高了该模型对复杂三维流动的计算能力。本文采用该模型对 Delery C 跨音速鼓包准二... 详细信息

本文以文献[1]提出的改进 Baldwin-Lomax 模型为基础,解决了三维分离流动中分离与再附过程的数值判断, 角部区域固壁间涡粘性系数计算相互干扰等问题,提高了该模型对复杂三维流动的计算能力。本文采用该模型对 Delery C 跨音速鼓包准二维分离流动和三维分离流动进行了计算。计算结果表明,即使是对于沿某方向物面形状保持不变,实验和计算中通常认为的二维平面流动,两侧壁的存在使得流动表现出强烈的三维特征,流场各种参数受侧壁影响很大,且三维计算结果的流场特征更为接近实验结果。对于 Delery C 三维分离流动而言,本文提出的改进 BL 代数湍流模型可以反映出三维分离的流动特征、分离模式。

关键词：代数湍流模型 Baldwin-Lomax 模型三维分离流动

跨音速轴向压气机叶尖间隙流动模拟的湍流模型适用性分析

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跨音速轴向压气机叶尖间隙流动模拟的湍流模型适用性分析

第六届空天动力联合会议暨中国航天第三专业信息网第四十二届技术交流会暨2021航空发动机技术发展高层论坛

作者：蒋撼宇黄玥尤延铖厦门大学航空航天学院

为分析现有湍流模型在内流仿真中的适用性和准确性,本文基于XSONIC数值计算平台,以NASA Rotor37跨声速轴向压气机转子为例,分别对比了S-A模型,Wilcox k-ω模型,Chien低雷诺数k-ε模型,Menter SST模型,SSG/LRR-ω雷诺应力模型和Langtry-M... 详细信息

为分析现有湍流模型在内流仿真中的适用性和准确性,本文基于XSONIC数值计算平台,以NASA Rotor37跨声速轴向压气机转子为例,分别对比了S-A模型,Wilcox k-ω模型,Chien低雷诺数k-ε模型,Menter SST模型,SSG/LRR-ω雷诺应力模型和Langtry-Menterγ-Re湍流转捩模型等六种湍流模型的计算结果,考察了不同湍流模型对计算稳定性和计算精度的影响。结果表明,六种湍流模型中,SSG/LRR-ω雷诺应力模型具有最高的计算精度,除Menter SST模型外,其余四种湍流模型的计算值与实验值符合得较好,相比之下Menter SST模型具有最差的计算精度。

关键词：湍流模型轴向压气机跨声速转子叶尖间隙

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高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注

第九届全国流体力学学术会议

作者：朱呈祥陈荣钱尤延铖厦门大学航空航天学院

高超声速进气道的裂解燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。本文以替代燃料C12H24为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫... 详细信息

高超声速进气道的裂解燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。本文以替代燃料C12H24为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫5设计状态无燃料喷注和马赫6超设计状态带燃料喷注的两类流场分析,重点研究燃料对波系的控制和燃料的自身掺混。通过调节五喷嘴的燃料喷注压力发现,按照马赫5设计的高超声速进气道在马赫6时同样可以实现完全激波贴口,但进气道肩部出现小的分离包,进气道出口马赫数由2.67升高至2.9。从燃料的掺混效率可以发现,燃料在进气道内通过多重外压缩激波作用实现了与空气的完全掺混,同时,冷壁温条件下进气道内并未出现提前燃烧问题。此外,本文还对比了五喷嘴与三喷嘴结构下进气道流场以及掺混效率的区别,结果表明,五喷嘴结构的进气道燃料喷注可以更早实现完全掺混。

关键词：高超声速进气道裂解碳氢燃料激波系控制掺混效率

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非牛顿撞击射流破碎的直接数值模拟

非牛顿撞击射流破碎的直接数值模拟

中国航天第三专业信息网第三十七届技术交流会暨第一届空天动力联合会议

作者：朱呈祥陈荣钱尤延铖厦门大学航空航天学院

非牛顿流体的撞击破碎在液体火箭推进系统中被广泛应用,然而人们对流体的破碎物理机制却知之甚少。本文拟采用直接数值模拟工具,研究两个夹角90°等直径射流的低速撞击现象,分析二者形成的单一对角射流特征和破碎机理。结果表明,单一对... 详细信息

非牛顿流体的撞击破碎在液体火箭推进系统中被广泛应用,然而人们对流体的破碎物理机制却知之甚少。本文拟采用直接数值模拟工具,研究两个夹角90°等直径射流的低速撞击现象,分析二者形成的单一对角射流特征和破碎机理。结果表明,单一对角射流的直径较原射流直径大,并在头部形成液滴诱导破碎的发生,同时,对角射流表面不稳定波的发展还会形成新的弯曲波破碎,并产生卫星液滴及液滴的融合。伴随两股射流撞击的发生,气液两相交界面的面积也不断减小。

关键词：非牛顿撞击射流直接数值模拟对角射流破碎机理