【摘 要】
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高超声速飞行时强激波和粘性效应严重,并产生很大阻力以及气动加热,为保证高超声速飞行器获得良好的气动和推进性能,通常采用机体/推进系统的高度一体化设计.针对机体/推进一体化飞行器,一方面,由于这类飞行器产生的净推力较小,因此需要精确预测推进流道产生的推力以及机体部分产生的阻力;另一方面,内外流高度耦合产生了例如激波边界层相互干扰、燃烧化学反应、喷流等复杂流动现象,模拟这类复杂流动现象需要发展合适的物
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000
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高超声速飞行时强激波和粘性效应严重,并产生很大阻力以及气动加热,为保证高超声速飞行器获得良好的气动和推进性能,通常采用机体/推进系统的高度一体化设计.针对机体/推进一体化飞行器,一方面,由于这类飞行器产生的净推力较小,因此需要精确预测推进流道产生的推力以及机体部分产生的阻力;另一方面,内外流高度耦合产生了例如激波边界层相互干扰、燃烧化学反应、喷流等复杂流动现象,模拟这类复杂流动现象需要发展合适的物理化学模型.提出了一种杂交低耗散自适应重构格式(LAM)用以控制数值方法的耗散,典型算例研究表明,发展的方法不仅对非定常性和小尺度结构具有较高的分辨率,同时对激波和大梯度区也有较好的捕捉能力;结合LAM方法的使用发展了IDDES湍流数值模拟方法,并针对进气道激波震荡类复杂内外流耦合流动进行了数值模拟.
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目前国内开展的高超声速飞行器地面模拟试验,尤其是较大尺度的高焓试验大部分在燃烧加热风洞中进行.实验中气流温度在喷管的膨胀加速过程中快速降低,可能导致多余的水蒸气发生急剧凝结,这一强非定常过程会带来试验流场参数的改变.为了考察水蒸气的凝结过程,本文设计了一套模拟非定常凝结过程的实验装置,通过机械阀门的调节实现不同的时间尺度,对应不同尺寸风洞中的膨胀过程.搭建了可调谐半导体激光器吸收光谱技术结合压力、
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脉冲型风洞在高超声速技术研究中占据了重要的地位,经过几十年的技术积累,无论是设备设计方法,还是试验技术均取得了长足发展.随着飞行器研制需求的增加,急需要求脉冲型风洞向低Ma数段扩展.因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大Ma数运行范围,实现不同Ma数下的尺寸匹配成为研究重点.以此为研究出发点,作者提出了一种双喷管的结构形式,详细分析了该类喷管的工作模态,在此基础上给出了满足脉冲型风洞用双喷管正常
为了探寻高超声速进气道出口快速撤锥过程对自身因尾部堵锥节流所引起的不起动流态的影响,对二元高超声速进气道尾部撤锥过程开展了非定常的数值仿真方法研究.对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异.研究表明,即使来流马赫数低于进气道的自起动马赫数,在合适的喘振时机处进行快速撤锥,进气道也可以建立起动流态.
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