超声速流动

摘要： 目前,火箭橇试验是飞行器空气动力学重要试验手段,然而强烈的地面与轨道干扰会影响试验的精度,甚至导致试验失败。采用尺度自适应SAS方法和基于铺层算法的动网格技术对不同马赫数下的超声速火箭橇滑行过程进行数值模拟,探究了超声速火箭橇的气动力致振机理。采用了数值风洞模拟方法对超声速火箭橇无限空间绕流和仅包含地面的橇体绕流进行仿真,分析了不同环境条件下的激波特征。结果表明:超声速火箭橇的头激波传播至轨道和地面时会发生激波反射,反射激波的存在会导致超声速火箭橇产生升力,并带来阻力的略微增加;反射激波与轨道扣件的周期性碰撞使得其尾迹区具有非定常特征;火箭橇的气动力激励振动频率与尾迹波动频率一致,即气动力激励振动对非定常尾迹具有锁频现象。此外,压力信号的功率谱密度分析表明气动力激励振动存在谐声现象,这与锁频现象密切相关。

摘要： 给出了一种基于非结构动网格技术的三维激波装配方法.在该方法中,三维激波面由被标记为激波属性的网格点连接构成,标记为激波属性的网格点称为激波点.激波点具有两组参数分别代表激波的上下游,利用激波点上下游参数求解R-H关系式获得激波点运动速度.非结构动网格技术的使用允许激波大幅度运动,降低了对初始激波位置的要求.通过引入网格属性定义避免了对计算网格进行分区,增加了装配激波的灵活性.通过球柱体绕流问题验证了该三维装配方法的合理性,针对三维激波装配中比较困难的交点装配问题,通过对三维激波反射以及三维激波相交等算例进行研究找到了可用的三维激波交点运动速度的确定方法,保证了激波运动过程中交点运动与流场求解之间的相容性,获得了相应的装配结果.

摘要： 可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题,也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法,获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场,通过对湍流边界层的发展状态进行评估,得出有效的Reynolds数Reθ范围约为2600~4600.对壁面摩阻系数开展了分解,获得了各分量的占比,对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析,包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等,得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式,分析了湍流边界层壁面律的分层特性,发现湍流的间歇特性主要分布在y^(+)<30的区域,并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者,3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构,对近壁区湍流结构进行了分析,包括流向平面和展向平面,发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长,呈现狭长的特性,并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角;而在边界层外层,流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加,呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识,为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.

摘要： 可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题,也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法,获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场,通过对湍流边界层的发展状态进行评估,得出有效的Reynolds数Reθ 范围约为2600～4600.对壁面摩阻系数开展了分解,获得了各分量的占比,对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析,包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等,得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式,分析了湍流边界层壁面律的分层特性,发现湍流的间歇特性主要分布在y+<30的区域,并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者,3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构,对近壁区湍流结构进行了分析,包括流向平面和展向平面,发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长,呈现狭长的特性,并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角;而在边界层外层,流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加,呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识,为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.

摘要： 超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战.基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究.尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大.基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板.数值结果表明:二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显.

摘要： 针对水力化增透措施在松软低渗煤层应用过程中存在的水封抑制瓦斯解吸和降低煤体渗透率的缺陷,提出高压气射流冲孔破煤增透的技术方法,同时为明确气射流冲孔破煤的特性,基于空气动力学与岩石力学理论,分析了气射流破煤的连续过程机理,推导了连续过程数学模型并建立了破煤能力与破碎坑特征的判识准则.分析认为,高压气体经缩放型喷嘴实现超声速跃迁加速流动;自喷嘴喷出的气流在空气介质的剪切作用下,轴向速度衰减,径向断面扩张;当射流冲击作用于煤体后,产生破碎核和延展裂纹,在拉伸作用下发生失效破坏,形成塑性破碎坑.选取3种不同强度的煤体和1种砂岩进行的气射流破煤规律计算结果表明,当提高喷嘴入口压力和喷嘴直径时,气射流滞止点处压力均不断增大,在低压力入口条件下,气射流可对强度较小的煤体造成冲蚀破坏,当入口压力达到16 MPa时,可实现对砂岩的冲蚀破坏;随着射流压力的提高,冲蚀形成的破碎坑轴向深度和径向长度都不断增大,但轴向深度增加量要远大于径向长度增加量,破碎坑形状由最初的锥形渐变为橄榄球形.

摘要： 燃料的射流与混合是超燃冲压发动机的关键技术之一.为实现燃料的高效射流、充分掺混与稳定燃烧,学者们提出并试验了多种混合增强方法,主要分为被动混合增强方法与主动混合增强方法.本文综述了壁面横向单孔/多孔射流、微小斜坡/涡流发生器、脉冲射流以及波形壁等混合增强方法的机理和研究现状,并提出了对未来的展望,尤其是针对大尺度发动机、宽速域发动机以及更高来流马赫数条件下的燃料混合增强策略.

摘要： 以声学超表面为研究对象,采用线性稳定性理论,研究了声学超表面导纳幅值与相位对超声速边界层内第一模态的影响.研究结果表明,当导纳相位θ接近0.5π时,第一模态趋于稳定;与此同时,在一定范围内导纳幅值的增大能够增强第一模态的稳定性,但超出该范围后幅值的增大会激发第一模态.在此基础上,采用反向设计的思想,通过对声学超表面微结构的几何尺寸进行优化设计,实现其在马赫数为4的平板边界层流动中抑制第一模态的目标.

摘要： 流动控制方案是在弹身尾部弹翼之间排布一定数量的微型突起物,突起物的干扰造成了弹翼上压力分布的变化,从而改变作用于弹箭上的气动力和力矩,实现弹箭飞行姿态的改变,针对弹箭尺寸小和飞行速度高的特点,极有可能成为超声速飞行弹箭的一种快速有效控制手段.采用数值求解三维定常雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε两方程湍流模型的CFD方法,首先分析了超声速状态下孤立突起物的绕流场结构,细致揭示了孤立突起物产生的激波/激波干扰、激波/边界层干扰等流场结构;其次针对孤立突起物与单个弹翼的组合体构型,揭示出突起物对弹翼的干扰流场结构,分析了突起物的形状与安装位置对弹翼绕流场及气动力的影响规律;最后针对Basic-Finner弹箭模型,研究了多个突起物组合的俯仰与滚转方向控制的气动布局方案.研究结果表明:在超声速状态下,突起物对弹翼的干扰主要来源于3个方面:突起物前面形成的分离流动所产生的分离激波干扰区,绕突起物产生的三维弓形激波干扰区,以及突起物尾迹干扰区.其中,三维弓形激波干扰区域最大,干扰强度大.最后给出了基于突起物控制的俯仰与滚转方向气动布局方案,在Ma=2.5的状态下,比较了不同数量突起物方案的气动特性.单个突起物的存在,使得全弹的阻力增加约4.8％,随着突起物数量的增加,产生的控制力矩基本线性增加.通过合理布置微型突起物的安装位置,可以使得弹箭尾部弹翼上压力快速改变,突起物安装要尽量增大弹翼上的高压区,与此同时尽量减小低压区的干扰,从而实现超声速飞行弹箭姿态的快速控制.

摘要： 本文基于非结构网格方法，实现了时空三阶精度的TTGC有限元格式，并在三阶TTGC格式上发展了基于人工粘性的激波捕捉技术。文章进而采用TTGC有限元格式，对几个典型的超声速流动问题进行了验证计算。计算结果表明TTGC格式分辨率高，能够准确地模拟超声速流场中的各种复杂结构；并且能有效的控制间断附近的数值色散现象；与有限体积法相比，在模拟超声速流动问题具有较高精度，数值耗散小。

摘要： 针对超燃冲压发动机凹腔燃烧室,对壁面温度影响超声速流动与燃烧进行了分析.结果表明:壁温对超声速流场特性有很大影响,壁温升高,边界层名义厚度变薄,壁面摩阻和燃烧室内阻减小;在预混燃烧中,壁温的升高显著改善了燃烧特性,燃烧效率提高:在非预混燃烧中,来流总温较低时,壁温影响显著,射流穿透高度和燃烧效率都有所提高.其机理是:壁温温度升高使得流体的粘性减小,边界层增长速度减缓;同时壁温的升高又使得壁面的热损失减小,有利于火焰及凹腔内高温环境的维持,提高了反应物的活性.

摘要： WENO(Weighted essentially non-oscillatory)格式因其自适应模板加权方法,在光滑区域可以得到较高精度,且能保持激波区域的基本无振荡(ENO)性质,自提出后在超声速流动中得到了广泛的应用.现有三阶WENO格式在光滑区域仍然存在耗散过大问题,极大的限制了其应用推广.本文提出一种新的光滑因子构造方法,即利用整体模板内三个点上的一阶导数的二阶逼近来计算光滑因子,该方法可以极大降低三阶WENO格式的耗散.本文算例显示,基于新的光滑因子的三阶WENO格式具有耗散低、鲁棒性好的特点.

摘要： 超声速流动中摩擦阻力的准确预测一直是气动研究中的难点。本文以零攻角的平板绕流为对象，结合传统的CFD方法求解Navier-Stokes方程和直接模拟Monte-Carlo（DSMC）方法模拟粒子的微观运动，研究平板在超声速来流下的全流域阻力特性。研究发现，在超声速流中会产生激波-边界层相互干扰作用并随着来流马赫数的增加而加强，同时平板前缘存在非平衡效应显著的区域；努森数的增大使激波和边界层均增厚，粘性作用增强，非平衡区的范围增大，非平衡强度增强，而激波强度减弱；最后通过拟合连续流条件下的摩阻系数和修正自由分子流结果，结合桥函数，获得了全流域范围内均有效的平板阻力系数表达式。

摘要： 分析了不可压缩湍流模型的特点和局限性，结合超声速边界层、压缩拐角流动和可压缩混合层算例比较了这些模型的计算性能，研究了限定湍动能产生项和引入应力限制器等弱非线性效应以及对自由流湍流度和近壁网格间距的敏感性对计算精度的影响。考察了膨胀可压缩性修正、结构可压缩性修正以及激波不稳定性修正等三种湍流模型的可压缩性修正方法，指出了膨胀可压缩性修正对雷诺应力各向异性表述能力的缺失，而结构可压缩性修正由于具有弱非线性可以体现出可压缩混合层中雷诺应力各向异性程度的变化，此外还发现现有激波不稳定性修正存在只能反映湍流脉动涡模式的问题。最后指出了未来进一步发展/修正可压缩湍流模型的侧重点。

摘要： 研究归纳了超燃冲压发动机高超声速流动和超声速燃烧过程存在的一类共性现象：突变、滞后和分岔。分析发现了超燃冲压发动机工作模式转换边界在空间中的分布存在着规律性——拓扑不变性，基于这一认识，提出利用拓扑学方法建立超燃冲压发动机工作模式转换的边界模型，以降低高维建模的复杂度，揭示突变过程的变化规律。基于尖点拓扑学模型对超燃冲压发动机燃烧模态转换过程进行了分析，观察到了模态转换过程的分岔现象。给出了模态转换边界建模的拓扑学建模思路和具体算法，建模结果与数据比较具有较高的精度，表明了所提出的拓扑学建模方法的有效性，并给出了进一步工作的思路和研究方向。

摘要： 通过探究超声速来流下空腔流场结构与腔内流激振荡间的耦合影响关系，分析了开式空腔(长深比L/D=6)绕流声学特性。来流马赫数和基于每米的雷诺数为分别为1.5和2.26×107.空腔前缘来流边界层厚度为0.024m。rn 研究结果表明，超声速来流在空腔前缘受到压缩并产生压缩波，在空腔上方形成的剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞，在腔后壁处产生一道激波；腔内形成的涡连通了空腔前部低压区和后部高压区，使得因剪切层撞击后壁产生的噪声向空腔前缘的反馈回路未受到干扰.故腔内流动形成自激振荡，并出现了多个声压峰值频率。

摘要： 参照DDES(Delayed-Detached-Eddy Simulation)思想，在DES97(Detached-Eddy Simulation，Spalart等人1997年提出)的基础上，提出一种基于熵限制的DES方法，即SDES。分别采用DES97，DDES和SDES方法对超声速平板流动、超声速空腔、压缩拐角流动算例进行数值模拟，结果表明，SDES方法中所使用的参数rs能够在复杂流动中保持更好的适用性，因而能够更加准确地指示边界层。DES方法中所遇到的雷诺应力模化不足现象(MSD，Modeled Stress Depletion)能够完全消去，同时保护分离后的大涡模拟(LES，LargeEddy Simulation)求解区域。并且该方法简单高效适用于其他与边界层有关的模型，具有较大的发展潜力。

摘要： 参照DDES(Delayed-Detached-Eddy Simulation)思想，在DES97(Detached-Eddy Simulation，Spalart等人1997年提出)的基础上，提出一种基于熵限制的DES方法，即SDES。分别采用DES97，DDES和SDES方法对超声速平板流动、超声速空腔、压缩拐角流动算例进行数值模拟，结果表明，SDES方法中所使用的参数rs能够在复杂流动中保持更好的适用性，因而能够更加准确地指示边界层。DES方法中所遇到的雷诺应力模化不足现象(MSD，Modeled Stress Depletion)能够完全消去，同时保护分离后的大涡模拟(LES，LargeEddy Simulation)求解区域。并且该方法简单高效适用于其他与边界层有关的模型，具有较大的发展潜力。

摘要： 参照DDES(Delayed-Detached-Eddy Simulation)思想，在DES97(Detached-Eddy Simulation，Spalart等人1997年提出)的基础上，提出一种基于熵限制的DES方法，即SDES。分别采用DES97，DDES和SDES方法对超声速平板流动、超声速空腔、压缩拐角流动算例进行数值模拟，结果表明，SDES方法中所使用的参数rs能够在复杂流动中保持更好的适用性，因而能够更加准确地指示边界层。DES方法中所遇到的雷诺应力模化不足现象(MSD，Modeled Stress Depletion)能够完全消去，同时保护分离后的大涡模拟(LES，LargeEddy Simulation)求解区域。并且该方法简单高效适用于其他与边界层有关的模型，具有较大的发展潜力。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。

摘要： 本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

摘要： 本发明公开了一种基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法，包括以下步骤：对入射照明的线偏激光光源进行优化，使得入射线偏激光的偏振度在设定阈值范围内；调节入射线偏激光的偏振方向和偏振成像系统的接收角度，使得纳米粒子在偏振成像系统的成像角度上的散射信号最强；偏振成像系统对超声速/高超声速流场进行成像，获得纳米粒子散射光信号的与偏振相关的结果，所述与偏振相关的结果包括纳米粒子散射光的偏振度、偏振角和椭率角等；基于偏振信息对超声速/高超声速流场的密度场进行换算，得到超声速/高超声速流场的密度分布。本发明利用纳米粒子散射信号的偏振参数信息实现流场的可视化和精细测量，具有很好的抗干扰能力和较高的精度。

摘要： 本发明提供了一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速/高超声速进气道及设计方法。所述下颔式超/高超声速进气道包括局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面、旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面、飞行器机身型面。通过将飞行器前体头部进行非对称设计，并结合非规则的捕获面设计，可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率，并减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计，其可避免强激波损失和局部重新加速区。为此，本发明对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。

摘要： 本发明首先公开了一种超声速剪切层模化算法，选取气流压力和气流角度为迭代变量，基于离散流场中的已知点的气动参数，采用预估—校正的方法不断迭代，直到迭代变量间的相对误差小于预设阈值，迭代变量收敛；基于所述预估‑校正思想完成超声速剪切层点的求解；同时还提供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管设计方法，包括上游通道Ⅰ、通道Ⅱ反设计求解、初值面下游混合段流场求解、剪切层模化求解、喷管尾喷管壁面坐标求解、最大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面求解；本发明基于压力‑气流角平衡的思想提出了一种剪切层模化算法，将流场结构融入喷管设计之中，消除了流场中复杂的流动结构。

摘要： 本发明提供了一种超声速/高超声速湍流时间演化特征的确定方法及装置，首先基于预先确定的流场区域的流速数据，确定待测量湍流的拍摄区域及拍摄时序；然后基于拍摄区域及拍摄时序，获取待测量湍流的图像序列；最后基于待测量湍流的图像序列，确定待测量湍流的时间演化特征。本发明中，考虑到流场区域包括多个流速不同的子区域，湍流在各个子区域的速度不同，确定了对应于湍流在演化过程中的结构变化的拍摄区域及拍摄时序，进而获取到能够准确反映待测量湍流结构变化的图像序列，从而提高了对湍流随时间演化特征的测量精度。

摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器翼稍小翼折叠机构和高超声速飞行器，折叠机构包括：第一翼体和第二翼体；第一翼体具有插槽，第二翼体具有插接板，插接板插入所述插槽并通过转动轴铰接；第一翼体上具有驱动单元和蜗杆，驱动单元输出轴与蜗杆连接；所述插接板端部为蜗轮，所述蜗轮与蜗杆啮合驱动第二翼体绕转动轴转动。该折叠机构能使翼稍小翼与机翼成任意角度，阻止气流的展向流动，达到提高机翼升力的目的。

摘要： 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。

摘要： 本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。

摘要： 本发明实施例公开了超声速和高超声速风洞流场湍流度的计算方法及装置，获取风洞流场激波后的原始总压数据，并将每一时刻的原始总压数据分解为不含脉动的波后总压数据和实际的波后总压脉动数据；根据预先获取的风洞流场对应的压力脉动换算系数和每一时刻的各实际的波后总压脉动数据，分别计算各实际的波后总压脉动数据对应的实际波前静压脉动数据；将各实际的波后总压脉动数据根据特征时间分成多个数据段；根据各不含脉动的波后总压数据的平均值按照第一预设公式计算风洞流场在预设时间段内波前静压的平均值，并根据波前静压的平均值以及各实际波前静压脉动数据按照第二预设公式计算每一数据段对应的湍流度。本发明可提高湍流度的计算精度。