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高速飞行器边界层质量引射降热减阻技术流量分区优化研究

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力学学报 2024年第6期56卷 1688-1701页

作者：胡文杰邱云龙邹昊吴昌聚陈伟芳浙江大学航空航天学院杭州310017 浣江实验室先进飞行器研究中心浙江绍兴311800

边界层质量引射被认为是解决临近空间高超声速飞行器关键部位热防护问题和减小其飞行阻力的有效途径之一.然而,已有研究主要关注边界层质量引射对热流或阻力的单独影响,少有研究对边界层质量引射能够带来的降热减阻效果进行综合评估.针... 详细信息

边界层质量引射被认为是解决临近空间高超声速飞行器关键部位热防护问题和减小其飞行阻力的有效途径之一.然而,已有研究主要关注边界层质量引射对热流或阻力的单独影响,少有研究对边界层质量引射能够带来的降热减阻效果进行综合评估.针对高空高超声速层流条件下钝楔与钝锥外形的边界层质量引射降热减阻问题开展数值模拟研究,并采用多目标优化方法开展了边界层质量引射的分区流量优化设计,在满足减阻性能的同时,提高了整体的热防护效果,实现了给定冷却剂流量条件下的降热减阻综合性能优化.研究结果表明,层流条件下,边界层质量引射通过改变速度边界层和温度边界层能够显著降低壁面摩阻和热流.在单位面积引射质量流量为28.028 g/(m^(2)·s)时,对于钝楔外形,采用均匀引射方案能够减阻3.60%,同时峰值热流下降12.06%,而采用分区优化方案能够将减阻效果提高到4.30%,同时峰值热流下降91.01%;对于钝锥外形,采用均匀引射方案会造成阻力增大2.60%,同时峰值热流仅下降8.57%,而采用分区优化方案能够在减阻19.75%的情况下同时将峰值热流降低99.95%.

关键词：边界层质量引射降热减阻多目标优化高速飞行器流量分配

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物理化学模型对流场电磁散射特性的影响

航空学报 2023年第12期44卷 58-67页

作者：陈伟芳孙精华田得阳陈烨斯浙江大学航空航天学院杭州310027 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000

基于由不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速等离子体流场数据,采用三维时变等离子体分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC-FDTD)方法探索了电磁波与典型高超声速飞行器等离子体流场的相互作用规律,对比分析了... 详细信息

基于由不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速等离子体流场数据,采用三维时变等离子体分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC-FDTD)方法探索了电磁波与典型高超声速飞行器等离子体流场的相互作用规律,对比分析了不同化学反应动力学模型、不同湍流模型及不同电磁波频率等情况下高超声速飞行器等离子体流场电磁散射特性。对于不同的化学反应动力学模型,Park模型和Gupta模型计算得到的等离子体流场的后向雷达散射截面积(RCS)较为接近,且均小于D&K模型计算得到的,而考虑湍流效应的电磁散射特性比层流流场更为复杂,其后向RCS随频率变化更加剧烈,且随着高度增加,湍流效应对电磁散射特性的影响逐渐减弱。

关键词：电磁散射等离子体时域有限差分方法化学反应动力学模型湍流模型雷达散射截面

基于非线性耦合本构化学反应模型的高空逆向喷流数值模拟研究

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航空动力学报 2023年

作者：黄依峰江中正曾舒华陈伟芳浙江大学航空航天学院

逆向喷流作为一种主动流动控制技术，对高速飞行器高空减阻降热具有重要的意义，因此有必要精细化模拟其多尺度的流动结构并准确获取流场信息。考虑到NS (Navier-Stokes-Fourier)方程由于连续性假设失效在高空逆向喷流多尺度流动预示中... 详细信息

逆向喷流作为一种主动流动控制技术，对高速飞行器高空减阻降热具有重要的意义，因此有必要精细化模拟其多尺度的流动结构并准确获取流场信息。考虑到NS (Navier-Stokes-Fourier)方程由于连续性假设失效在高空逆向喷流多尺度流动预示中存在的局限性，同时为了准确捕捉逆向喷流与高速来流相互作用后的高温化学反应流场特征以及物面系数变化，本文运用非线性耦合本构关系(Nonlinear Coupled Constitutive Relations， NCCR)理论结合高温化学反应模型对不同稀薄来流高度下的逆向喷流问题进行数值计算，并与NS方程和蒙特卡洛直接模拟(Direct Simulation of Monte Carlo， DSMC)方法的结果进行对比。仿真的流场结果表明，逆向喷流能够通过形成马赫盘将头部的脱体激波推离物面，并且在其与喷口附近的环形回流低压区的共同作用下达到较为显著的减阻降热效果。此外，通过部分算例与DSMC结果的对比可以看到，在考虑化学反应的滑移/过渡流域逆向喷流计算中NCCR模型预测结果较NS方程的高温结果更为准确，检验了NCCR高温化学反应模型在高空复杂流动情况下的准确性和适用性。

关键词：逆向喷流 TCE化学反应模型 NCCR本构高超声速流动 DSMC

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耦合固体场传热三维缝隙气动热数值计算

航空动力学报 2023年

作者：戴刚赵文文杨帆陈伟芳浙江大学航空航天学院

为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响，构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法，对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布... 详细信息

为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响，构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法，对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布完全气体数值模拟研究。结果表明，二维和三维缝隙后侧立面上拐角处受到的气动加热作用最明显。正、逆“T”形缝隙的横竖交叉点侧面位置都存在热流峰值。正“T”形交叉点缝隙后侧立面由于直接受到气流冲击，其产生一个值为26.18W/cm2的最高的气动热峰值。逆“T”形交叉点缝隙前立面由于缝隙内涡结构的冲击作用，产生一个值为6.125 W/cm2局部热流峰值。考虑耦合固体温度场影响后，气动加热使壁温升高，流场中的高温气体对固体场热传导作用降低，缝隙内部、缝隙侧立面和缝隙上表面热流总体下降25%左右，后侧立面上拐点气动热峰值下降程度最高达32.04%。

关键词：气动热预示流固耦合表面缝隙 “T”形缝隙隔热瓦

超声速湍流边界层阵列式微吹气流动控制与减阻特性

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航空学报 2023年第S2期44卷 41-54页

作者：曾繁宇邱云龙曹占伟张伦陈伟芳浙江大学航空航天学院杭州310027 浣江实验室先进飞行器研究中心绍兴311800 中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076 西安交通大学能源与动力工程学院西安710049

采用直接数值模拟(DNS)技术研究了方形微孔阵列微吹气对超声速湍流边界层的流动控制机制与减阻特性。横纵向数量为88×6的0.3 mm×0.3 mm微孔阵列布置在平板完全发展的湍流区域,多孔区域的横纵向中心距均为0.6 mm,孔隙率为25%。微吹气... 详细信息

采用直接数值模拟(DNS)技术研究了方形微孔阵列微吹气对超声速湍流边界层的流动控制机制与减阻特性。横纵向数量为88×6的0.3 mm×0.3 mm微孔阵列布置在平板完全发展的湍流区域,多孔区域的横纵向中心距均为0.6 mm,孔隙率为25%。微吹气振幅分别为来流速度的0.2%(B1)、0.4%(B2)、0.6%(B3)。计算结果表明,微吹气技术能够降低超声速湍流边界层的表面摩阻,在0.6%的吹气振幅下多孔区域的总阻力减小了23%,且减阻率随微吹气振幅提高近似线性增长。湍动能平衡方程分析结果表明,在施加吹气控制后湍动能平衡方程所有源项均得到了增强。微吹气技术促进了近壁区的能级串联过程,破坏了原有的湍流边界层中速度条带结构和准流向涡间存在的自维持机制。边界层速度脉动的象限分析表明,微吹气技术的减阻效果体现在其对近壁区下扫过程的抑制作用。

关键词：微吹气方形微孔阵列湍流边界层减阻湍流拟序结构

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物理化学模型对流场电磁散射特性的影响研究

航空学报 2022年

作者：陈伟芳孙精华田得阳陈烨斯中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所浙江大学航空航天学院

基于由不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速等离子体流场数据，采用三维时变等离子体分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PiecewiseLinearJERecursiveConvolutionFinite-DifferenceTime-Domain,PLJERC-FDTD)方法探...

基于由不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速等离子体流场数据，采用三维时变等离子体分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PiecewiseLinearJERecursiveConvolutionFinite-DifferenceTime-Domain,PLJERC-FDTD)方法探索了电磁波与典型高超声速飞行器等离子体流场的相互作用规律，对比分析了不同化学反应动力学模型、不同湍流模型及不同电磁波频率等情况下的高超声速飞行器等离子体流场电磁散射特性。对于不同的化学反应动力学模型，Park模型和Gupta模型计算得到的等离子体流场的后向雷达散射截面积(RadarCrossSection,RCS)较为接近，且均小于D&K模型计算得到的等离子体流场的后向RCS，而考虑湍流效应的电磁散射特性比层流流场更为复杂，其后向RCS随频率变化更加剧烈，且随着高度增加，湍流效应对电磁散射特性的影响逐渐减弱。

关键词：

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物理化学模型对流场电磁波传播特性影响分析

航空学报 2022年

作者：田得阳平熠陈烨斯陈伟芳中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所浙江大学航空航天学院

基于考虑不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速类HTV-2飞行器稳态及动态等离子体流场数据，应用ADE-FDTD方法研究了类HTV-2等离子体流动的电磁传播特性，分析了由不同物理化学模型计算得到的等离子体流场的电磁波传播特...

基于考虑不同化学反应动力学模型和湍流模型计算得到的高超声速类HTV-2飞行器稳态及动态等离子体流场数据，应用ADE-FDTD方法研究了类HTV-2等离子体流动的电磁传播特性，分析了由不同物理化学模型计算得到的等离子体流场的电磁波传播特性差异，化学模型中由于各模型预测温度不同，温度越高使得化学反应更为剧烈，预测的电子数密度越高，因此等离子体频率和等离子体碰撞频率越高，从而导致Park模型、Gupta及D&K模型的透射系数依序从小变大，衰减系数反之；湍流模型中同样由于各模型计算的电子数密度不同，从而导致DDES模型、DES模型及Laminar模型的透射系数由小变大，衰减系数反之。通过比较选出了适用于高超声速等离子体流场数值模拟的化学物理模型，即7组元Gupta化学反应动力学模型与DDES模型，为解决黑障问题，实现可靠通信提供了理论依据。

关键词：

超声速湍流边界层阵列式微吹气流动控制机理与减阻特性研究

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航空学报 2023年

作者：曾繁宇邱云龙曹占伟张伦陈伟芳浙江大学航空航天学院浣江实验室先进飞行器研究中心西安交通大学能源与动力工程学院中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室

本文采用直接数值模拟（DNS）技术研究了方形微孔阵列微吹气对超声速湍流边界层的流动控制机理与减阻特性。88×6的0.3mm×0.3mm的微孔阵列布置在平板完全发展的湍流区域，多孔区域的横纵向中心距均为0.6mm，孔隙率为25%。微吹气振幅分... 详细信息

本文采用直接数值模拟（DNS）技术研究了方形微孔阵列微吹气对超声速湍流边界层的流动控制机理与减阻特性。88×6的0.3mm×0.3mm的微孔阵列布置在平板完全发展的湍流区域，多孔区域的横纵向中心距均为0.6mm，孔隙率为25%。微吹气振幅分别为来流速度的0.2%(B1),0.4%(B2)和0.6%(B3)。计算结果表明，微吹气技术能够降低超声速湍流边界层的表面摩阻，在0.6%的吹气振幅下多孔区域的总阻力减小了23%，且减阻率随微吹气幅值提高近似呈线性增长。湍动能平衡方程分析结果表明，在施加吹气控制后湍动能平衡方程所有源项均得到了增强。微吹气技术促进了近壁区的能级串联过程，破坏了原有的湍流边界层中速度条带结构和准流向涡间存在的自维持机制。边界层速度脉动的象限分析表明，微吹气技术的减阻效果来自于其对近壁区下扫过程的抑制作用。

关键词：微吹气方形微孔阵列湍流边界层减阻湍流拟序结构

基于非线性耦合本构关系模型的尖化前缘气动加热影响研究

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力学学报 2023年第10期55卷 2321-2330页

作者：杨俊沅李旭东曾舒华赵文文张赋陈伟芳浙江大学航空航天学院杭州310027 北京航天长征飞行器研究所北京100076

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)模型对试验工况下的... 详细信息

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)模型对试验工况下的尖化前缘外形开展数值计算,检验NCCR模型在尖化前缘构型中准确描述局部稀薄非平衡流动和物面气动热的性能.数值结果与实验数据对比表明,在等效高度33 km的风洞试验条件下,NCCR模型计算得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差为1.81%,Fay-Riddell公式和纳维−斯托克斯(Navier-Stokes,NS)方程得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差均在5%以内,物面其他位置的壁面热流系数计算值与实验值偏差均在10%以内,证明此时飞行器尖化前缘区域局部稀薄气体效应对气动加热影响程度较弱;在等效高度60 km时,飞行器尖化前缘区域附近的局部稀薄气体效应对气动加热的影响较为明显,NS方程计算的驻点热流系数偏差为33.31%,Fay-Riddell公式计算驻点热流系数同实验值偏差为29.5%,NCCR模型计算的驻点热流系数与实验值的偏差为11.77%.体现出NCCR模型求解稀薄非平衡流动的优势.

关键词：高超声速流动风洞试验非线性耦合本构关系尖化前缘气动加热