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超声速侧向喷流干扰流场的稀薄效应研究

空气动力学学报 2024年第7期42卷 14-26,I0001页

作者：卢天琪孔小平刘艳陈浩扬州大学机械工程学院扬州225009 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 航空工业沈阳飞机设计研究所沈阳110000

反作用控制系统(RCS)具有响应快速、控制灵活的特点,在临近空间飞行任务中可实现飞行器的精准姿轨控制,然而连续流区建立的侧向喷流干扰在稀薄流域逐渐弱化甚至失效。为了解决这一问题,针对平板和楔形块两种构型,采用直接模拟蒙特卡罗方... 详细信息

反作用控制系统(RCS)具有响应快速、控制灵活的特点,在临近空间飞行任务中可实现飞行器的精准姿轨控制,然而连续流区建立的侧向喷流干扰在稀薄流域逐渐弱化甚至失效。为了解决这一问题,针对平板和楔形块两种构型,采用直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)开展了超声速侧向喷流/高超声速来流相互干扰流场的稀薄效应研究。结果表明:平板和楔形块喷流干扰流场均出现经典干扰结构,如多涡、多激波等;特别地,楔形块构型中出现类似马赫杆的特殊弓形激波结构,其由大入射角前缘激波与喷流弓形激波相互干扰而形成。随着流动逐渐变得稀薄,喷口前涡结构逐渐减小至消失,激波增厚且干扰减弱,特殊弓形激波结构逐渐消失。基于壁面压力、切应力和热流系数分别定义了3种无量纲干扰强度和干扰区长度,均与克努森数呈近似幂律递减关系。超声速喷流干扰作用对平板与楔形块壁面热流的增长最显著,受到的稀薄效应抑制作用也最强;干扰区长度与气动特性参数无关,与本文的两种几何构型也无关。

关键词：超声速喷流 DSMC 稀薄效应侧喷干扰气动特性

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矢通量分裂法在喷管超声速喷流计算中的应用

固体火箭技术 2013年第1期36卷 56-60页

作者：聂赟乐贵高马大为南京理工大学机械工程学院南京210094

研究了一种适用于喷管超声速喷流场的数值模拟方法。采用矢通量分裂法对喷管超声速无粘喷流场进行了数值模拟。将矢通量分裂法应用到轴对称Euler方程,并对发动机喷管尾部超声速射流进行了数值计算。计算结果与实验纹影图所反映的流动特... 详细信息

研究了一种适用于喷管超声速喷流场的数值模拟方法。采用矢通量分裂法对喷管超声速无粘喷流场进行了数值模拟。将矢通量分裂法应用到轴对称Euler方程,并对发动机喷管尾部超声速射流进行了数值计算。计算结果与实验纹影图所反映的流动特性相吻合,与其他高精度数值格式的计算结果相比,矢通量分裂法的计算结果在轴线反射点附近具有很高分辨率,表明该方法对激波具有较好的间断捕捉能力,不会产生伪振荡或抹平现象。

关键词：矢通量分裂法超声速喷流数值模拟

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超声速喷流噪声高精度数值模拟技术研究

超声速喷流噪声高精度数值模拟技术研究

第十一届全国流体力学学术会议

作者：施方成高振勋蒋崇文李椿萱北京航空航天大学航空科学与工程学院

超声速喷流噪声是气动声学领域的重要研究方向之一,针对超声速喷流噪声开展研究工作一方面有利于推动气动噪声的机理研究,另一方面对于战斗机降噪以及未来超声速民航客机的设计与制造具有重要工程意义。高精度数值模拟是针对超声速喷流... 详细信息

超声速喷流噪声是气动声学领域的重要研究方向之一,针对超声速喷流噪声开展研究工作一方面有利于推动气动噪声的机理研究,另一方面对于战斗机降噪以及未来超声速民航客机的设计与制造具有重要工程意义。高精度数值模拟是针对超声速喷流噪声开展研究的主要方法之一,然而数值模拟过程中的各个因素对于流场以及远场噪声结果的影响仍尚不明确。本文将采用大涡模拟(LES)与FW-H声类比理论相结合的混合方法,针对超声速喷流噪声开展数值模拟,研究数值模拟方法中的亚格子模型、喷嘴出口条件等因素对喷流流场以及远场噪声的影响。流场模拟是开展远场噪声模拟的基础,图1为流场瞬态压强分布,可见从喷流剪切层辐射出声波。图2对比了不同亚格子模型下,喷流轴线上流向平均速度U随流向的变化曲线,由图可见常系数的Smagorinsky模型(CSM)以及动态Smagorinsky模型(DSM)的平均速度分布相近,且与Carlos等人的模拟结果相吻合,但是均偏离实验和Mendez的模拟结果。通过增大喷嘴出口边界层厚度调整出口条件,喷流核心区长度显著增长,喷流轴线的流向平均速度分布接近实验以及Mendez数值模拟结果(图3)。因此,针对采用大涡模拟方法对超声速喷流开展数值模拟,喷嘴出口条件对喷流流场模拟结果的影响大于亚格子模型的影响。图4给出了喷嘴出口不同边界层厚度下远场总声压级随观测角的分布。喷嘴出口边界层厚度较小时,喷流上游方向(θ<135°)总声压级明显高于实验结果(ΔOASPL≈6dB)。通过增大喷嘴出口边界层厚度,上游方向远场总声压级明显减小,其分布与实验吻合良好(ΔOASPL<3dB)。

关键词：超声速喷流大涡模拟气动噪声

来源： cnki会议评论

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基于BOS的超声速喷流密度场测量研究

基于BOS的超声速喷流密度场测量研究

第七届空天动力联合会议暨中国航天第三专业信息网第四十三届技术交流会

作者：魏祥智史经纬周莉王占学西北工业大学动力与能源学院

背景纹影(BOS)是一种新型的光学非接触式流动显示技术,能够定量测量流场的密度,在超声速流场测量中具有大的应用潜力。本文基于背景纹影技术原理,搭建了超声速喷流实验系统,定量测量了轴对称收-扩喷管在过膨胀状态下出口的密度场。在相... 详细信息

背景纹影(BOS)是一种新型的光学非接触式流动显示技术,能够定量测量流场的密度,在超声速流场测量中具有大的应用潜力。本文基于背景纹影技术原理,搭建了超声速喷流实验系统,定量测量了轴对称收-扩喷管在过膨胀状态下出口的密度场。在相同工况下,进行了纹影实验和数值模拟,从定性和定量角度进行验证。对比发现,所得结果在波系结构和密度数值上吻合较好。表明背景纹影技术能够较为准确地实现带复杂波系的超声速喷流密度场测量。

关键词：背景纹影流动显示超声速喷流密度测量

来源： cnki会议评论

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欠膨胀超声速冲击射流的大涡模拟

华东理工大学学报（自然科学版） 2022年第3期48卷 388-396页

作者：郑枫弋赖焕新华东理工大学机械与动力工程学院上海200237

使用大涡模拟方法对喷管总压与环境压力之比为4.03、喷管高度与喷口直径之比为2.08的欠膨胀冲击射流进行研究,并考察流场的特性与波系的结构。数值结果清晰地表明了激波的位置与结构的周期性以及在冲击壁面与喷管唇部之间存在的反馈环... 详细信息

使用大涡模拟方法对喷管总压与环境压力之比为4.03、喷管高度与喷口直径之比为2.08的欠膨胀冲击射流进行研究,并考察流场的特性与波系的结构。数值结果清晰地表明了激波的位置与结构的周期性以及在冲击壁面与喷管唇部之间存在的反馈环。对脉动压力进行快速傅里叶变换的结果表明,反馈环与冲击单音具有相同的频率。通过对脉动速度进行本征正交分解,计算出各阶模态及其能量贡献率,并且讨论了湍流场中大尺度相干结构的产生、发展和演化现象。

关键词：超声速喷流大涡模拟反馈环相干结构本征正交分解

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类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

宇航总体技术 2023年第6期7卷 12-23页

作者：林晓辉秦曈李宗儒杜涛许常悦南京航空航天大学飞行器环境控制与生命保障工业和信息化部重点实验室南京210016 北京宇航系统工程研究所北京100076

采用尺度自适应模拟(Scale Adaptive Simulation,SAS)方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究,对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下,喷管内部... 详细信息

采用尺度自适应模拟(Scale Adaptive Simulation,SAS)方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究,对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下,喷管内部出现流动分离,喷管内壁压力先减小,在分离点处压力达到最低点,然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性,喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下,喷管内部不发生流动分离,内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时,在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘;喷流冲击水平地面时,喷流和地面反弹气流相互作用,阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下,喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。

关键词：超声速喷流壁面效应火星着陆尺度自适应模拟

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横向喷流干扰流场结构研究

横向喷流干扰流场结构研究

近代空气动力学研讨会

作者：童木华李素循倪招勇王军旗航天空气动力技术研究院航天空气动力技术研究院航天空气动力技术研究院北京航空航天大学

本文研究高超声速绕旋成体流与横向超声速喷流干扰引起的复杂流场结构特性。实验在高超声速风洞内完成,来流马赫数为5,喷流马赫数为2.9。通过表面压力测量,给出模型典型位置上的压力分布,应用纹影、油流等显示技术描述了流场的结构特征... 详细信息

本文研究高超声速绕旋成体流与横向超声速喷流干扰引起的复杂流场结构特性。实验在高超声速风洞内完成,来流马赫数为5,喷流马赫数为2.9。通过表面压力测量,给出模型典型位置上的压力分布,应用纹影、油流等显示技术描述了流场的结构特征,给出了喷流压力比和攻角对干扰流场的影响规律。

关键词：超声速喷流高超声速流动分离流动

来源： cnki会议评论

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高空模拟试车台超声速引射器数值研究

固体火箭技术 2003年第2期26卷 71-74页

作者：徐万武谭建国王振国国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射... 详细信息

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射器的性能、探讨了超声速引射器设计的影响因素。计算结果与实验结果符合较好,这表明该数值方法是研究超声速引射器的一种重要研究手段。

关键词：高空模拟试车台火箭发动机超声速喷流引射器数值研究