高超声速流动

摘要： 热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征,尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域,需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征.应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用,但实验条件来流总温较低,与真实飞行环境存在明显差异,真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用.针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题,提出了内嵌式温敏漆测量方法,基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度.本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势.针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证,验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性,并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响.内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征,扩展了温敏漆测量方法的应用范围,解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.

摘要： 在高超声速飞行和再入地球大气过程中,气体分子的振动、电子态激发,伴随离解、电离反应,从而产生高温真实气体效应。不同数值方法对高温真实气体效应的模化会造成气体热物性参数的差异,从而对流场模拟引入不确定度。以高超声速的双锥/双楔流动为例,通过计算流体力学方法和直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,研究高温真实气体模型对复杂干扰流动的预测能力。结果表明,有别于量热完全气体,若考虑真实物理过程的热化学非平衡过程带来气体热力学性质、输运特性的变化,会导致激波角、边界层厚度、分离区尺寸等流动结构的改变。因此,在研究高超声速模拟中应注意数值模型的正确应用。

摘要： 新型高超声速飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,会面临湍流与高温化学非平衡效应耦合作用的复杂流动环境,但相关研究工作还比较少。以楔形体头部斜激波后的高温非平衡湍流边界层作为研究对象,分别采用两种气体模型(完全气体模型和空气化学反应模型)开展直接数值模拟研究,对比分析了Walz关系式、强雷诺比拟关系(Strong Reynolds Analogy,SRA)、湍动能生成耗散机制和湍流可压缩效应。计算结果表明,弱可压缩假设在高温化学非平衡湍流边界层中仍然成立。采用无量纲恢复焓建立的与速度之间的关系式,可以消除马赫数、化学反应等因素的影响,与直接数值模拟的结果符合较好。GHSRA(Generalized Huang’s SRA)可以较好地描述温度脉动与速度脉动之间的强雷诺比拟关系。且采用半当地尺度归一化时,不同工况下湍动能输运方程各项的分布能够较好地符合。化学非平衡效应及高马赫数效应引起的可压缩效应有限。

摘要： 重构修正方法(correction procedure via reconstruction,CPR)具有紧致高效的优点,但对较强激波的捕捉能力还相对较弱,而加权紧致非线性格式(weighted compact nonlinear scheme,WCNS)具有很强的激波捕捉能力。将基于高阶WCNS插值的二阶格式引入到高阶CPR方法中,构造了一种高效高分辨率的混合激波捕捉格式。首先,基于非线性权偏离线性权的程度的激波侦测器侦测出问题单元,并在问题单元附近引入缓冲单元,其余单元则标记为光滑单元。然后,针对问题单元和缓冲单元采用二阶格式计算,光滑单元采用CPR方法计算,构造混合格式。通过对等熵涡问题、含激波的问题以及激波旋涡干扰问题的数值模拟,测试了混合格式的精度、激波捕捉能力和计算效率。数值模拟结果充分说明了该混合格式具有很强的激波捕捉能力,同时在光滑区具有高分辨特性,可以应用于高超声速流动问题的高效数值模拟中。相比于基于高阶WCNS插值的二阶格式,此格式具有更高的计算效率和更高的分辨率。

摘要： 基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布.高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深的提高,缝隙局部流速迅速降低,对流换热效应减弱;高超声速无限长圆管绕流中,边界层外部区域气动参数随时间变化不大,边界层内存在较大的温度梯度,壁面温度随时间升高.三个算例的仿真结果均与试验测量值进行了对比,验证了所开发的求解器的计算能力.

摘要： 以建立工程实用的高超声速湍流边界层模拟方法为目标,从湍流壁面函数是湍流边界层方程近似解的角度,梳理了相关文献的研究工作,得到如下认识:1)壁面函数与所求定解问题数值解的相容程度决定了壁面第一层网格允许放粗的程度,在流动分离点和再附点附近区域,目前壁面函数尚需进一步完善,而"子网格"壁面函数从理论上解决了相容性问题,尽管要耗费更多计算资源,但在目前计算资源相对充裕的条件下,仍不失为一个解决问题的途径;2)对于具有强压缩性和显著气动加热的高超声速湍流边界层流动而言,常用的解析形式并未充分考虑可压缩性和传热的影响,并在文中进行了重点探讨.最后,建议基于数据驱动技术和依托"子网格"壁面函数方法来发展更加普适的壁面函数.

摘要： 本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变大,传播角减小.

摘要： 采用k-ω-γ 转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增加导致头部激波增强,波后迎风面密度显著增大,边界层外缘Reynolds数增大,导致迎风面转捩提前发生.0° 攻角下背风面中心线附近由压缩面诱导的流动分离导致转捩提前,产生"凸"字型转捩型线,5°攻角时该流动分离发生于转捩之后,"凸"字型转捩型线消失.

摘要： 采用k-ω-γ转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增加导致头部激波增强,波后迎风面密度显著增大,边界层外缘Reynolds数增大,导致迎风面转捩提前发生.0°攻角下背风面中心线附近由压缩面诱导的流动分离导致转捩提前,产生“凸”字型转捩型线,5°攻角时该流动分离发生于转捩之后,“凸”字型转捩型线消失.

摘要： 激波-激波干扰流场预测是超声速乃至高超声速流动中最具挑战性的问题之一.特别地,第IV类激波干扰由于其在壁面驻点附近产生极高的热载荷而备受关注.本文针对圆柱诱导的弓形激波和入射斜激波的干扰问题,分别基于量热完全气体模型和考虑振动激发的热完全气体模型,数值求解有黏二维可压缩NS方程,分析了高温气体效应对激波干扰流场结构,以及第IV类激波干扰流场状态参数的影响.接着,本文基于一种具有广义可分离特性的遗传算法(多层分块算法),给出能够预测不同气体模型下第IV类激波干扰流场三波点的坐标位置、超声速射流的几何形状等特征性几何结构的数学模型,进一步获得高温气体效应对激波干扰类型转变准则影响的定量化评估.激波干扰类型转变准则面上的多组临界工况的激波干扰流场结构以及壁面压力和壁面热流分布的对比结果表明,不同气体模型下的激波干扰类型和流场结构差异较为显著,获得的定量化预测模型对工程中气动热环境的预测具有一定的参考价值.

摘要： 高超声速流动是高复杂性的可压缩黏性流动,其中存在许多复杂的流场结构,包括激波、边界层、激波/激波干扰、激波/边界层干扰等现象.这些复杂流场结构的精确模拟需要使用数值耗散性小、间断分辨率高,同时稳定好的数值方法.HLLEM格式是一种低耗散、高分辨率的Godunov-type激波捕捉格式,然而在高马赫数情况下,常常在强激波附近发生数值不稳定现象.本文在HLLEM格式的基础上,添加旋转剪切耗散,使耗散仅仅作用在数值不稳定易于发生的位置.理论与数值实验结果表明,新的格式可以有效地抑制数值不稳定,实现稳定性与低耗散性的共存.

摘要： 基于Powell修正的经典的磁流体力学八方程组模型能够有效地抑制伪磁场散度的增长.本文采用Powell修正,采用新的特征系统,研究了不同外加磁场的方向、大小对高超声速流动在压缩拐角处形成的激波的影响.研究表明,磁场能够有效地的控制压缩拐角形成的激波的大小和角度,从而改变了波后的热值和焓值,达到了控制和改善流场的目的.

摘要： 对中空柱-裙的高超声速流动进行数值模拟,考察空间格式、网格以及通量函数对流场计算的影响.采用的空间格式包括二阶MUSCL格式和五阶WCNS格式,通量函数包括Van Leer、AUSMPW+以及混合Roe-Rusanov通量函数.对比结果表明:与二阶MUSCL格式相比,五阶WCNS格式计算结果能够在更疏的网格上收敛,对分离/再附点位置的预测与实验数据更接近;同一空间格式结合AUSMPW+与混合Roe-Rusanov通量函数计算得到的分离/再附点位置相近,而采用Van Leer通量函数计算得到的分离点滞后,再附点提前,随着网格加密,三种通量得到的结果差异减小;五阶WCNS格式不同通量之间计算的结果更接近,说明使用高精度数值格式能够降低计算结果对通量函数的敏感性.

摘要： 探索热化学反应过程对高超声速流动影响的机理一直是高温气体动力学研究的一个重要方便。研究从理论分析的角度出发,给出了化学反应组分变化对钝体绕流流动特征的影响,结果表明化学反应对组分密度和能量分配影响较大。为将这一影响更为具体化,采用数值方法研究了热化学反应过程对激波形状、边界层内速度分布、沿流线状态参数分布以及沿壁面状态参数分布等流动特征的影响,并将量热完全气体假设下的相应结果与其对比。数值模拟分析所得结论与理论分析的结论一致。

摘要： 本文选取目前工程中常用的四种湍流模型：BL模型、SST模型、k-ω模型、SA模型，对HYFLEX(Hypersonic Flight Experimenc)飞行器飞行状态进行数值模拟，细致刻画高超声速飞行器大攻角再入流场。通过系统的分析与对比，对不同湍流模型的适用性、精度进行了评估与比较，得到了一些有意义的结论，在湍流模型的选择上给出了具有参考价值的建议。

摘要： 为了弥补线性NSF本构模型的精度不足,同时克服粒子类方法和Boltzmann求解方法计算效率较低的缺陷,近年来一套非线性耦合本构关系模型(Nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)在由Eu提出的严格满足热力学第二定律的广义流体力学方程(Generalized hydrodynamic equations,GHE)的基础上被发展起来.该理论自提出之后得到了深入的研究和验证,在非平衡流区域表现出优于NS方程的特点.本文在量热完全气体三维NCCR方程计算方法的基础上,耦合热化学反应关系与高温多组分气体物理模型,首次建立了三维考虑化学非平衡效应的NCCR方程数值计算方法,并针对RAMC-Ⅱ钝锥模型在不同飞行状态下高超声速绕流进行了数值计算与比对分析.

摘要： 为了弥补线性NSF本构模型的精度不足,同时克服粒子类方法和Boltzmann求解方法计算效率较低的缺陷,近年来一套非线性耦合本构关系模型(Nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)在由Eu提出的严格满足热力学第二定律的广义流体力学方程(Generalized hydrodynamic equations,GHE)的基础上被发展起来.该理论自提出之后得到了深入的研究和验证,在非平衡流区域表现出优于NS方程的特点.本文在量热完全气体三维NCCR方程计算方法的基础上,耦合热化学反应关系与高温多组分气体物理模型,首次建立了三维考虑化学非平衡效应的NCCR方程数值计算方法,并针对RAMC-Ⅱ钝锥模型在不同飞行状态下高超声速绕流进行了数值计算与比对分析.

摘要： 为了弥补线性NSF本构模型的精度不足,同时克服粒子类方法和Boltzmann求解方法计算效率较低的缺陷,近年来一套非线性耦合本构关系模型(Nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)在由Eu提出的严格满足热力学第二定律的广义流体力学方程(Generalized hydrodynamic equations,GHE)的基础上被发展起来.该理论自提出之后得到了深入的研究和验证,在非平衡流区域表现出优于NS方程的特点.本文在量热完全气体三维NCCR方程计算方法的基础上,耦合热化学反应关系与高温多组分气体物理模型,首次建立了三维考虑化学非平衡效应的NCCR方程数值计算方法,并针对RAMC-Ⅱ钝锥模型在不同飞行状态下高超声速绕流进行了数值计算与比对分析.

摘要： 为了弥补线性NSF本构模型的精度不足,同时克服粒子类方法和Boltzmann求解方法计算效率较低的缺陷,近年来一套非线性耦合本构关系模型(Nonlinear coupled constitutive relations,NCCR)在由Eu提出的严格满足热力学第二定律的广义流体力学方程(Generalized hydrodynamic equations,GHE)的基础上被发展起来.该理论自提出之后得到了深入的研究和验证,在非平衡流区域表现出优于NS方程的特点.本文在量热完全气体三维NCCR方程计算方法的基础上,耦合热化学反应关系与高温多组分气体物理模型,首次建立了三维考虑化学非平衡效应的NCCR方程数值计算方法,并针对RAMC-Ⅱ钝锥模型在不同飞行状态下高超声速绕流进行了数值计算与比对分析.

摘要： 本文介绍了高超声速钝头体扰流气动热数值计算格式中存在的问题和一些经验性的处理方法,特别针对红玉现象做了较为详细的描述并介绍了一些经验性的处理方法，还提出了高超声速钝头体计算的起动问题，以期引起研究人员的注意，共同探讨解决这些问题。

摘要： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

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： 本发明提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。通过该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法能够扩大高超声速静音喷管的静试验区。

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。