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基于广义Burgers方程的声爆传播特性大气湍流影响 被引量：2
1
作者 王迪 冷岩 +2 位作者 杨龙 韩忠华 钱战森 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期65-77,共13页
声爆是发展超声速民机不可回避的关键问题之一。目前流行的声爆预测技术主要针对静止大气,对大气中的湍流扰动效应考虑不足,尚未建立高效高逼真度的预测方法。基于广义Burgers方程的远场声爆预测方法,通过与射线法相结合,建立了一套可... 声爆是发展超声速民机不可回避的关键问题之一。目前流行的声爆预测技术主要针对静止大气,对大气中的湍流扰动效应考虑不足,尚未建立高效高逼真度的预测方法。基于广义Burgers方程的远场声爆预测方法,通过与射线法相结合,建立了一套可考虑热黏性吸收、分子弛豫等物理效应的大气湍流声爆影响快速预测方法,并采用该方法开展了大气湍流强度和大气边界层厚度对典型远程超声速民机的声爆特性影响规律研究。计算结果表明:建立的预测方法能够合理表征热黏性吸收、分子弛豫等大气物理效应,相比前期基于波形参数法框架的预测方法,能够更加真实地反映大气湍流对声爆传播特性的影响;相比于前期的典型超声速公务机,采用的远程超声速民机声爆波形更加复杂,该预测方法仍能给出复杂波系的大气湍流影响规律;随着湍流强度和边界层厚度的增加,大气湍流效应对声爆特性产生的随机性影响呈增强趋势;同时,声爆在地面到达点的位置也呈现出更加分散的趋势,其可能会改变声爆毯对地面的影响范围,应在飞行轨迹规划中予以考虑。 展开更多
关键词 超声速民机 均匀各向同性大气湍流 广义BURGERS方程 声爆预测 湍流强度 大气边界层
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基于射流的宽速域定几何进气道流场控制方法研究
2
作者 高明 刘愿 李雪飞 《气动研究与试验》 2024年第5期98-109,共12页
为满足吸气式高马赫数飞行器推进系统宽泛的工作包线要求,进气道设计时必须兼顾压缩效率和起动性能,然而设计点低于巡航马赫数的进气道往往存在压缩效率不足的问题。针对该问题,本文采用基于射流的流场控制方法,对定几何进气道的宽速域... 为满足吸气式高马赫数飞行器推进系统宽泛的工作包线要求,进气道设计时必须兼顾压缩效率和起动性能,然而设计点低于巡航马赫数的进气道往往存在压缩效率不足的问题。针对该问题,本文采用基于射流的流场控制方法,对定几何进气道的宽速域气动性能开展数值模拟研究,获得射流对进气道性能的影响规律。结果表明,针对Ma2.0~4.0的自由来流条件,当射流施加位置位于喉道下游适当距离处时,进气道喉道处以及扩张段监测面的总压恢复性能较优;在进气道喉道附近施加射流时,采用与来流夹角较大的射流角度效果较好,仅需很小的射流压力即可达到缩小气动喉道的目的。 展开更多
关键词 定几何进气道 射流 流场控制 数值模拟
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组合式高焓风洞大口径膜片破裂过程数值分析
3
作者 李甜甜 高亮杰 +2 位作者 刘中臣 辛亚楠 钱战森 《气动研究与试验》 2024年第5期110-118,共9页
激波风洞中的膜片破裂过程影响风洞流场的建立及品质,对于膜片破裂过程的研究也是脉冲型设备设计的关键。FL-63风洞是一座面向马赫数3.0~10.0宽速域气动热研究的脉冲型组合式高焓风洞。根据FL-63风洞在激波模式下管径粗和路德维希(Ludwi... 激波风洞中的膜片破裂过程影响风洞流场的建立及品质,对于膜片破裂过程的研究也是脉冲型设备设计的关键。FL-63风洞是一座面向马赫数3.0~10.0宽速域气动热研究的脉冲型组合式高焓风洞。根据FL-63风洞在激波模式下管径粗和路德维希(Ludwieg)管模式下温度高的特性,风洞中使用的膜片为大口径且在部分运行条件下处于高温环境。本文针对高压段和低压段间的第一道膜片,研究了其在常温和高温条件下的破裂情况,给出了膜片破裂过程的三维显示,比较了膜片在不同几何参数、不同压比和不同温度下的破裂效果。研究结果表明,刻痕深度和温度是影响膜片破裂和耐压能力的主要因素,选择厚度为2mm、刻槽深度为1.2mm的膜片能够满足风洞运行的需求,且高温膜片比常温膜片的破裂时间要短。 展开更多
关键词 组合式高焓风洞 大口径膜片 破裂过程 显示动力学 材料高温性能
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发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术
4
作者 刘中臣 钱战森 +2 位作者 李雪飞 冷岩 郭大鹏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期136-149,共14页
超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题,发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置,评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量... 超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题,发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置,评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响,重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞,开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究,试验来流马赫数2.0、落压比(NPR)范围1~20.39。研究结果表明,通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化,消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响,确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响;喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响,在来流马赫数一定的条件下,提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀,喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动,抑制了喷管船尾膨胀波的发展。 展开更多
关键词 声爆 喷管羽流 落压比 支撑干扰 风洞试验
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基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究 被引量：1
5
作者 王璐 钱战森 高亮杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第6期137-146,共10页
为了降低宽速域飞行器的内流阻力,基于边界层燃烧方法,分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性,研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度,探讨了喷射参数对减阻效果的... 为了降低宽速域飞行器的内流阻力,基于边界层燃烧方法,分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性,研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度,探讨了喷射参数对减阻效果的影响,探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明,随着进口马赫数的增加,总阻力中摩阻分量随之增加;边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同,壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小,燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小;从总内阻减阻百分比看,在相同燃料/空气当量比下,低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况,且在低马赫数工况下,喷嘴附近壁面热流密度会显著增加;在本文所研究的参数范围内,摩阻和压阻对当量油气比更为敏感,而对喷射方向和喷射速度不敏感。 展开更多
关键词 宽速域飞行器 内流 减阻 低燃点燃料 边界层燃烧 数值模拟
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