基于当地流活塞理论的翼-身组合体飞行器大攻角超声速颤振分析

基于当地流活塞理论推导了旋成体机身和任意外形三维机翼非定常气动力计算公式,结合CFD数值仿真,将当地流活塞理论推广用于复杂外形飞行器全机大攻角超声速颤振计算。以翼-身组合体面对称外形飞行器为例,进行带攻角的超声速颤振计算,并与非定常气动力采用CFD全数值仿真求解得到的颤振计算结果比较,验证了本文方法的正确性和效率。     

超声速气流中受热壁板的二次失稳型颤振

研究了超声速气流中受热壁板的非线性气动弹性响应,发现了一种新的动态失稳现象——二次失稳型颤振。基于von Karman非线性应变-位移关系、Reissner-Mindlin板理论和一阶活塞理论建立超声速气流中三维壁板的有限元模型。通过数值算例,研究了超声速气流中受热壁板发生二次失稳型颤振的条件,并运用非线性振动理论分析了二次失稳型颤振的机理。研究表明,超声速气流中受热壁板在平衡态的稳定性未发生变化时,也会因系统参数的变化引起气动弹性响应性质的突变,导致壁板的二次失稳型颤振。二次失稳型颤振能否发生不仅受到气流速压和壁板温升的影响,而且还与初始扰动有关。当扰动引起壁板的初始变形较小时,不能激发出二次失稳型颤振,壁板的气动弹性响应最终收敛到屈曲平衡态。应用二次失稳型颤振理论和分析方法,确定了前人给出的一个金属壁板模型的热颤振边界的风洞试验结果,而且计算结果与试验结果符合良好,从而对这一壁板热颤振现象的风洞试验结果作出了较合理的理论解释。     

超音速气流中受热壁板的非线性颤振特性

随着高速飞行器技术的快速发展,壁板热颤振成为国内外研究人员的关注热点.壁板热颤振对飞行器性能有重大影响,甚至影响飞行安全.以超音速气流下的无限展长二维壁板结构作为研究对象,计入热效应的影响,根据Kirchhoff平板理论和Von Karman大变形几何非线性壁板理论建立系统的运动微分方程.并以壁板在x =0.25处为算例绘制了其前三阶弯曲构型的静态分岔图,对不同轴向载荷条件下壁板的屈曲构型进行了分析.考虑到温差△T是影响热应力的重要因素,对比了不同温差条件下,壁板的静气动弹性变形图,结果表明,温差越大,壁板偏离静平衡位置的位移越大.     

气流粉碎机用三元超声速喷管设计研究

针对气流粉碎机上超声速喷管的使用特点，根据超声速风洞喷管设计的一般原理以及三元特征线理论和边界层修正的理论，提出了一种实用的三元轴对称超声速喷管的设计方法。本方法对收缩段，扩张段分别进行设计。根据设计制成样品进行吹风实验，采用测量出口静压的方法来间接测量出口马赫数。实验表明实验结果与理论计算能够较好的吻合。     

雾化燃料在超声速气流中横向喷射混合的数值模拟

本文用双流体模型对液态雾化燃料在直简形燃烧室中横向喷射问题进行了数值研究,气相用二阶迎负ＴＶＤ格式求解三维全Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,液相用二阶预估、校正ＮＮＤ格式求解三维Ｅｕｌｅｒ方程。描述相间相互作用的常微分方程用预估、校正的二阶Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ法求解。分别考察了喷口处气相压力、相间速度滑移、液滴直径和燃烧室入口处预置的超声速流向涡对雾化燃料混合效果的影响。结果表明：气相较液相的扩     

超声速气流中复杂冷却结构的传热分析方法

针对应用于高超声速吸气式发动机中的复杂再生冷却结构,为了更好地对其进行传热性能评估,在充分借鉴液体火箭发动机传热分析方法的基础上,集成多种成熟高效的技术,建立了一种解耦的传热分析方法。该方法首先借助计算流体力学技术确定结构件工作的热环境,提取必要的参数后依据半经验关系式确定气侧的换热边界条件;然后,通过将冷却流动假设成一维流动,根据换热准则确定液侧的换热边界;最后,对冷却结构进行有限单元离散,计算传热过程,获得温度场特征。该方法将换热与导热过程解耦,降低了研究问题的复杂性,适用于复杂构型的热防护设计。通过后掠尖缘再生冷却支板的热防护试验,证实了传热分析方法的可靠性,且显示算法对本例的预测误差约在8%左右。     

超声速平板边界层中流向涡的生成条件

针对马赫数为4.5的超声速平板边界层,基于线性稳定性理论（LST）选取初始扰动组合,通过直接数值模拟（DNS）,计算了第一模态不稳定波扰动组合沿流向演化生成流向涡的过程。采用改进Omega-Liutex旋涡识别方法进行涡识别,结合流向不同位置截面的流线图,分析了流向涡的生成特性。根据流向涡在zy截面内的流线特征,提出了流向涡的生成条件,研究发现:流向涡可以直接通过一对展向对称的第一模态不稳定斜波扰动与基本流叠加得到,不是必须经过非线性作用。      

超声速气流中液体喷雾流动数值模拟研究

超声速气流中液体喷雾流动特性对超声速燃烧基础研究及其工程应用具有重要意义。为了定量探索超声速气流中液体横向射流雾化特性,本文对超声速气流中液体喷雾流动进行了数值模拟研究。数值模拟方法基于Eulerian-Lagrangian两相流计算架构,考虑气液双向耦合,采用KH/RT液滴二次破碎模型计算液滴雾化过程,采用大涡模拟计算气相流动。结果表明,该数值模拟方法所获得的液雾场突起结构、穿透高度、液滴平均速度分布等液雾特性均能与试验结果较符合;初始液滴直径分布对破碎后液滴平均速度影响较小而对破碎后液滴平均直径及液相平均体积分数影响较大,初始液滴直径分布需在后续的建模与模拟中进行更多研究。     

超声速气流中横向气体射流混合经验模型

为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关.      

超声速气流点火助燃用等离子体火炬的试验研究

对一种用于超声速气流点火助燃的高频率电弧等离子体发生器的工作特性进行了试验研究。首先采用CCD高速相机、光谱分析仪对静止空气条件下的等离子体喷射过程进行了试验,获得了不同种类、不同工作气喷注压力下等离子体射流的活性粒子种类和能量分布特性;其次,采用纹影技术对超声速横向射流条件下的等离子体喷射流场结构进行了分析。研究结果表明,等离子体射流能量集中于等离子体射流的中心轴附近,并且在中心轴下游2cm左右达到了最大衰减。等离子体的喷注压力对等离子体射流的能量分布和光谱特性影响较大。当等离子体的工作介质为N2时,喷注压力由0.3 MPa增大至0.5MPa,等离子体射流具有比较好的能量交换过程。通过光谱分析发现,氮气等离子体的组成是氮原子和氧原子,其强度随着与喷嘴距离的增大而减小,随着工作压力的增大而增大。等离子射流横向喷入超声速流场对主流的阻碍作用导致弓形激波的形成,它能有效促进活性粒子和来流的掺混过程。     

Flutter analysis of hybrid metal-composite low aspect ratio trapezoidal wings in supersonic flow

An effective 3D supersonic Mach box approach in combination with non-classical hybrid metal-composite plate theory has been used to investigate flutter boundaries of trapezoidal low aspect ratio wings. The wing structure is composed of two main components including alu-minum material (in-board section) and laminated composite material (out-board section). A global Ritz method is used with simple polynomials being employed as the trial functions. The most important objective of the present research is to study the effect of composite to metal proportion of hybrid wing structure on flutter boundaries in low supersonic regime. In addition, the effect of some important geometrical parameters such as sweep angle, taper ratio and aspect ratio on flutter boundaries were studied. The results obtained by present approach for special cases like pure metal-lic wings and results for high supersonic regime based on piston theory show a good agreement with those obtained by other investigators.     

高速流场中变刚度复合材料层合板颤振分析

变刚度复合材料层合板在高速流场中的颤振行为是设计中需要考虑的问题。本文研究了高速流场中的曲线纤维变刚度层合复合材料壁板非线性颤振响应,分析了边界条件和纤维方向对颤振特性的影响。利用von-Karman大变形应变-位移关系,采用气动力活塞理论,根据虚功原理和有限元法建立变刚度复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,采用Newmark法对壁板的颤振方程求解。给出了不同边界条件和纤维方向条件下层合复合材料壁板的颤振特性。计算结果表明：随着纤维在板中心处或在边界±a/2处与x方向夹角（T₀或T₁）的增大,颤振临界动压减小;相同动压下,随着T₀或T₁的增大,极限环振幅增大。研究表明采用曲线纤维进一步提高了复合材料层合板的可设计性,通过调整曲线纤维路径可以改变复合材料壁板的颤振特性。     

典型超声速/高超声速动导数计算方法研究

以当地流活塞理论为基础完成超声速/高超声速动导数计算公式推导,发展了一种高效的动导数计算方法.选取1个超声速、2个高超声速动导数算例标模,计算了超声速/高超声速下飞行器动导数变化规律.研究结果表明:BFM超声速流动算例的俯仰组合动导数绝对值随马赫数的增大而减小,计算重心位置后移亦会导致俯仰组合动导数绝对值减小,纵向动稳定性降低;在0° ～20°迎角范围内,高超声速流动中的尖锥和钝头旋成体俯仰组合动导数绝对值随迎角的增大而增大,纵向动稳定性增强;所提方法计算时间约为双时间动导数计算方法的1/27.     

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。     

大气湍流中的悬索桥颤振时域分析

综合考虑结构几何非线性、不同来流条件下气动力等因素对悬索桥气动稳定性的影响,利用风洞试验得到的颤振导数和对随机风场的时程模拟来计算桥梁的自激气动力和抖振力,对均匀流和大气湍流中大跨度悬索桥颤振问题进行了时域分析,结果与风洞试验结果基本一致,证明了本方法的可行性.分析表明:湍流将降低大跨度流线形主梁断面悬索桥的颤振稳定性;计算自激气动力时应当考虑随时间和空间随机变化的脉动风速的影响.     

超声速PIV示踪粒子布撒技术研究

介绍了上海交通大学高超声速创新技术研究实验室为发展超声速PIV流场测试系统而开发的示踪粒子布撒技术。研究中设计了一套超声速风洞PIV示踪粒子布撒装置,提出了利用发生器罐体内的真空度吸入示踪粒子的加注方式,选定了测试流程时序并得到了较好的粒子布撒效果。通过比较不同的发生器罐注入压力对粒子布撒浓度的影响,得到了效果良好的测试方案。     

用双流体模型模拟超声速气固两相流动

采用了双流体模型对JPL(Jet Propulsion Laboratory)喷管中气固两相流动以及超声速射流两相流动进行了数值模拟,并研究了可压缩两相流动中气相与颗粒的相互作用规律.自主开发的一般曲线坐标系下二维轴对称可压缩双流体程序Solve2D,对气相求解Navier-Stokes(N-S)方程组,采用k-ε湍流模型,颗粒相求解Euler方程组.对JPL喷管内的两相流场和湍流两相射流流场进行了数值模拟,研究了不同颗粒质量百分数以及不同颗粒直径时的气固两相流场的流动规律.      

基于双流体模型的超声速两相横向喷射流场研究

对两相超声速横向喷射试验进行了数值模拟.采用双流体两相流模型,在不同直径液滴和不同动压比条件下分别对两相超声速横向喷射流场进行了计算.结果表明:雾化液滴直径和喷射动压比对液体的横向穿透深度影响很大;雾化液滴直径的大小或者动压比的大小对喷口下游流场的影响区域是不同的.数值模拟结果与试验结果符合良好,为进一步的研究打下良好基础.      

采用流动控制的超声速内埋物投放特性研究

针对马赫数Ma3飞行状态下的内埋物安全投放难题,提出了两种适用于非平坦舱体外形的超声速内埋物投放分离过程的流动控制方法:第一种方法采用了圆棒扰流器,第二种方法采用气帘喷流。为了验证两种不同流动控制方法的效果,引入结构嵌套六自由度动态网格技术和基于k-ω湍流模型的Navier-Stokes方程计算,对包括重力投放、弹射投放、采用圆棒扰流器的重力投放和采用气帘的重力投放等4种不同的投放分离状态进行了动态全过程的计算对比分析。通过对仿真计算结果分析发现,当来流马赫数Ma∞3时,采用流动控制的投放物分离运动特性产生了明显的变化。由投放物下落过程中的俯仰偏航特性可以得出:采用圆棒流动控制有利于安全分离;气帘流动控制具有应用潜力,但采用这种方法需要针对特定的投放条件进行优化,否则可能诱发投放物在俯仰方向的姿态发散。