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高超声速飞行器减阻杆-双盘-槽道组合构型减阻防热特性研究

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推进技术 2024年第5期45卷 84-94页

作者：郭建方蜀州王子玉北京理工大学宇航学院北京100081

针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的... 详细信息

针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的流场进行了数值模拟,并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型,减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好,而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析,数值仿真结果表明,在研究参数范围内,侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型,较优构型的总阻力系数降低了24.70%,钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。

关键词：高超声速减阻防热减阻杆-双盘槽道数值模拟

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长短逆向射流模式的减阻防热性能研究

空天技术 2022年第5期 21-30+44页

作者：龙磊刘冰孟玉珊黄伟国防科技大学空天科学学院

逆向射流是一种有效的主动控制减阻防热技术，根据其在高超声速流中的流场结构可分为长射流模式和短射流模式。为研究逆向射流的流动机理和长短射流模式变化对高超声速飞行器的减阻防热性能的影响，采用了可压缩雷诺平均Navier-Stokes... 详细信息

逆向射流是一种有效的主动控制减阻防热技术，根据其在高超声速流中的流场结构可分为长射流模式和短射流模式。为研究逆向射流的流动机理和长短射流模式变化对高超声速飞行器的减阻防热性能的影响，采用了可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和SST-ω湍流方程，在自由来流马赫数为6的条件下，对带射流孔的二维钝头体模型进行了计算。得到了不同射流总压比下的流场结构和射流流场在形成过程中的壁面斯坦顿数和压力分布。结果表明，射流模式的转变发生在射流总压比为PR值在0.0555～0.056范围内时，长射流模式减阻效果好，短射流模式防热效果更好。此外，长射流在形成过程中壁面斯坦顿数先降低后升高，压力一直降低直至流场稳定。短射流的形成过程中壁面斯坦顿数和压力一直下降直至流场稳定。

关键词：逆向射流射流模式变化射流总压比减阻防热穿透模式高超声速飞行器

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带逆向喷流激波针非设计点减阻防热性能研究

飞行力学 2019年第6期37卷 46-50页

作者：何天琦罗世彬中南大学航空航天学院

为了研究带逆向喷流激波针在非设计点状态下对钝头体的减阻防热性能,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST k-ω湍流模型,分别对不同迎角和马赫数下带逆向喷流激波针钝头体的流场进行了数值模拟。仿真结果表明:在0°~6°... 详细信息

为了研究带逆向喷流激波针在非设计点状态下对钝头体的减阻防热性能,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST k-ω湍流模型,分别对不同迎角和马赫数下带逆向喷流激波针钝头体的流场进行了数值模拟。仿真结果表明:在0°~6°迎角范围以及不同马赫数下,带逆向喷流激波针均能起到较好的减阻效果,改善了驻点区域热环境,但随着迎角的增大,逆向喷流激波针对钝头体肩部区域的防热能力减弱。

关键词：高超声速逆向喷流激波针减阻防热数值模拟

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减阻杆组合体减阻防热耦合机理研究

减阻杆组合体减阻防热耦合机理研究

作者：孟玉珊国防科技大学

学位级别：硕士

在超/高超声速状态下飞行的飞行器所经历的气动力和气动热环境非常复杂,其前缘会受到强烈的驻点压力和温升速率,这引起了世界航天大国的广泛关注。高阻力和严重的气动加热对高超声速飞行器的整体性能有很大影响,因此减小高超声速飞行器... 详细信息

在超/高超声速状态下飞行的飞行器所经历的气动力和气动热环境非常复杂,其前缘会受到强烈的驻点压力和温升速率,这引起了世界航天大国的广泛关注。高阻力和严重的气动加热对高超声速飞行器的整体性能有很大影响,因此减小高超声速飞行器的飞行阻力和气动热是一个至关重要的设计需求。本文采用流-热耦合分析方法研究了外部流场与内部结构之间的相互作用机理,文章的结构简述如下:首先,较为全面地介绍了减阻杆及其组合体、逆向射流以及超/高超声速流-热耦合分析的研究现状,并概述了每种装置的基本物理原理,对减阻防热相关领域的研究有了更深入的认识。其次,基于两个公开文献中的实验开展了数值方法验证和网格独立性验证。数值模拟结果表明流-热耦合分析能更加准确地预测高超声速流场及其参数,并且在进行瞬态分析时迭代次数对壁面斯坦顿数的计算有很大影响。然后,在瞬态条件下研究了四种不同装置对减阻特性和热防护效果的影响,结果表明在减阻杆装置中引入混合射流对减小阻力和热流有非常可观的效果。此外,在耦合过程中,钝体上的初始热流下降,壁温升高,外部流动结构受温度分布变化的影响。当空气加热时间足够长时,温度保持在较高水平并趋于平衡状态。此外,壁面温度的升高导致回流区的膨胀,在耦合过程中可以观察到不同程度的阻力系数下降。随后,将钝头体的耦合机理研究拓展到双锥导弹外形的研究中,研究了射流压力比和减阻杆长度对流场结构的影响。结果表明提高射流压比能使壁面热流和压力显著降低。此外,减阻杆长径比L/D对流动结构有很大影响,随着长径比L/D的增加,钝头体的阻力系数不是单调减小的,气动加热水平和阻力值与再附激波的再附角有关。最后,将减阻杆及其与逆向射流组合体装置应用到宽速域乘波飞行器上,研究了逆向射流压比和飞行攻角对乘波飞行器流场结构和气动特性的影响,并探索了外部三维流场与内部结构的热相互作用。结果显示,攻角对升阻力系数有显著影响,增大攻角可以进一步提高升力系数和阻力系数,但会导致升阻比减小,并且在耦合过程中流场结构发生显著变化。

关键词：高超声速飞行器减阻杆组合体耦合分析减阻防热流-热相互作用

基于多孔逆向射流的高超声速流场重构及减阻防热特性研究

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基于多孔逆向射流的高超声速流场重构及减阻防热特性研究

作者：冀晨国防科技大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器较传统飞行器具有飞行速度快、响应时间短、突防能力强等优势,在世界各国民用及军事应用领域发挥着巨大的经济和军事价值,因此在未来航天技术发展中占有非常重要的地位。通常飞行器的效率和性能取决于飞行器或推进系统的... 详细信息

高超声速飞行器较传统飞行器具有飞行速度快、响应时间短、突防能力强等优势,在世界各国民用及军事应用领域发挥着巨大的经济和军事价值,因此在未来航天技术发展中占有非常重要的地位。通常飞行器的效率和性能取决于飞行器或推进系统的流场物理特性,超声速/高超声速的流场特征是产生一个强激波系统,而且随着流动马赫数的增大,激波强度也在逐渐变大。强烈的冲击增加了高超声速飞行器的阻力并产生严重的热效应,导致飞行距离和实际载荷等方面性能急剧下降。因此,在高超声速飞行器的总体设计中,构建合适的减阻防热系统具有非常重要的作用。为提高高超声速飞行器头部的减阻防热性能,本文基于雷诺平均三维可压缩N-S方程开展数值方法验证,将仿真结果与实验结果对比可知,选用SST k-ω湍流模型和网格雷诺数为8对应的壁面第一层网格高度可得到最佳的仿真效果,验证了数值方法的可靠性。开展了钝化前缘多孔逆向射流结构参数的研究。重点对比分析了不同射流孔直径、射流孔间距和射流孔数量的流场特性及其对减阻防热效果的影响。结果表明,多孔逆向射流在减阻和热防护方面均能起到良好效果,其中热防护比减阻效果更加明显。当改变射流孔数量时,发现当射流孔数量为奇数时,减阻防热效果要优于射流孔数量为偶数的时候。进一步发现,在逆向射流对减阻防热影响因素的研究中,结构参数在引起减阻防热效果变化的一个重要表现是逆向射流质量流量的变化。因此,又以多孔逆向射流质量流量作为主要影响参数,讨论等质量流量条件下不同结构参数的变化对减阻防热效果的影响。结果表明,随着射流总压比的变化,流场出现了类似于单孔射流中长射流模式(LPM)的流场形态。当质量流量不变时,阻力系数的最小值出现在长短射流过渡的阶段,同时,通过调整结构参数,壁面区域全部处在低温环境中,这是热防护希望达到的效果。最后,研究了多孔逆向射流在乘波飞行器上的应用,重点考虑了气动性能的影响,并且通过调节PR值分布,使得热流峰值能够进一步降低,同时还分析了不同攻角和侧滑角对减阻防热效果的影响。结果表明,在乘波飞行器上增加多孔逆向射流能够有效改善飞行器的气动性能,而且小攻角的飞行姿态也有利于升阻比的提高。

关键词：高超声速减阻防热多孔逆向射流钝化乘波飞行器质量流量

迎风凹腔与逆向脉冲射流组合体减阻防热机理研究

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迎风凹腔与逆向脉冲射流组合体减阻防热机理研究

作者：张杰国防科技大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器以其显著的性能优势与广阔的应用前景备受关注,但维持长时间高马赫飞行会带来巨大的激波阻力和严酷的气动热环境,它们会极大地威胁到飞行器的工作性能,甚至是飞行安全。因此减阻防热技术的发展尤为重要,它是制约高超声速... 详细信息

高超声速飞行器以其显著的性能优势与广阔的应用前景备受关注,但维持长时间高马赫飞行会带来巨大的激波阻力和严酷的气动热环境,它们会极大地威胁到飞行器的工作性能,甚至是飞行安全。因此减阻防热技术的发展尤为重要,它是制约高超声速飞行器能否应用到工程实际的关键技术之一。本文采用数值模拟方法对新迎风凹腔与逆向脉冲射流组合体开展研究,以寻求更高效的减阻防热方案。首先,介绍了高超声速飞行器面临的严峻气动力与气动热环境,并罗列出三类常用的减阻防热方案,进而归纳总结了单一逆向射流方案、单一迎风凹腔方案及其组合方案的研究现状。其次,选取两单一构型的典型试验算例,开展数值方法验证与网格无关性验证,再将模拟结果与试验结果对比得出结论:本文在采用数值模拟方法研究组合构型时选用SST k-w模型和网格雷诺数为1.47的网格可得到最佳的仿真效果。然后,基于最大推力喷管原理编程设计迎风凹腔新构型,并对比了两组合方案的减阻防热性能差异,结果表明新构型提升了减阻能力,但防热能力有所下降。继而研究了新组合构型下射流总压比对流场模态和减阻防热性能的影响,发现随着总压比的增加,流场呈现三种模态,长射流模态下减阻能力更佳但防热能力很差,短射流模态综合性能最佳,适宜作为工作状态。这一研究也为脉冲射流总压比变化范围的选择提供了参考。随后,在新构型下的组合方案中引入正弦波脉冲射流,从模拟结果发现流场结构变化中有完整的长短射流模态相互变化过程,并通过细微涡结构揭示了作用机理。同时发现脉冲射流方案有很强的的周期性与迟滞效应,且脉冲射流方案的减阻效果优于定常射流方案,但防热效果不如后者。最后,定义了三个不同周期T=2ms、T=1ms、T=0.5ms的正弦波脉冲射流,探究周期参数对性能的影响,得出结论:脉冲射流方案下迟滞性随周期增大而减弱、稳定性则会提升,且大周期下的减阻能力更佳,而小周期下的防热水平更高。同时,定义了方波、正弦波和三角波三种不同波形的脉冲射流,探究波形参数对性能的影响,得出结论:三角波波形下流场没有长射流模态,且三角波稳定性最好,防热能力也最佳;方波稳定性较差,但减阻效果好;正弦波是最为均衡的射流方案。

关键词：高超声速飞行器迎风凹腔逆向脉冲射流组合构型减阻防热射流总压比数值模拟

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逆向喷流激波针减阻防热特性

电子技术与软件工程 2020年第2期 59-63页

作者：何天琦罗世彬中南大学航空航天学院

本文阐述了提高喷流激波针的减阻防热性能并探索肩部热斑问题的解决方法,采用Fluent软件有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST(k-omega)湍流模型,分别对不同长度的喷流激波针以及不同喷流压比的流场进行了数值模拟。仿真结果... 详细信息

本文阐述了提高喷流激波针的减阻防热性能并探索肩部热斑问题的解决方法,采用Fluent软件有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并选用SST(k-omega)湍流模型,分别对不同长度的喷流激波针以及不同喷流压比的流场进行了数值模拟。仿真结果表明:增加喷流激波针长度以及喷流压比有助于提高其减阻防热性能,当L/R≥3,喷流压比≥0.3时,可有效解决钝头体肩部热斑问题,但随参数的增长减阻防热性能提升的趋势会减弱。

关键词：高超声速逆向喷流激波针减阻防热数值模拟

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带双气动盘的气动杆构型减阻防热性能研究

机械设计与制造工程 2021年第7期50卷 55-59页

作者：黄杰姚卫星吴旭生南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室江苏南京210016 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室江苏南京210016 北京临近空间飞行器系统工程研究所北京100076

采用计算流体力学数值方法研究了带气动盘的气动杆对高超声速钝头体气动阻力和气动加热的影响,空间离散采用AUSM+格式,湍流模拟采用Menter's SST k-ω模型。结果表明带双气动盘的气动杆具有最佳的减阻防热性能,且其通过流场重构的方法... 详细信息

采用计算流体力学数值方法研究了带气动盘的气动杆对高超声速钝头体气动阻力和气动加热的影响,空间离散采用AUSM+格式,湍流模拟采用Menter's SST k-ω模型。结果表明带双气动盘的气动杆具有最佳的减阻防热性能,且其通过流场重构的方法实现了钝头体的减阻和防热。此外增加双气动盘之间的距离对钝头体的减阻防热性能不利,在进行气动杆设计时应尽量减小两个气动盘的距离。

关键词：高超声速气动杆气动盘减阻防热

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激波针和逆向喷流复合构型减阻防热机理研究

激波针和逆向喷流复合构型减阻防热机理研究