逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究

1

作者 王林 王宇楠 +3 位作者 罗振兵 周岩 谢玮 刘强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期881-892,共12页

在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数... 在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数量的增加,整体减阻率显著提高,有效降低了升力体头部的高压区域,但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外,增大攻角会导致整体减阻率下降,但对局部减阻率影响较小,同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现,在20 km和55 km高空条件下,这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。 展开更多

关键词 逆向射流 减阻 升力体 高超声速飞行器 激波

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CSRT与CST气动外形参数化方法对比 被引量：5

2

作者 关晓辉 宋笔锋 李占科 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期228-234,共7页

类别形状修正函数变换(CSRT)方法是在类别形状函数变换(CST)方法的基础上添加修正函数以克服其不具备局部性的缺点发展而来的新型参数化方法。通过考察参数化过程中翼型的表示误差和线性系统条件数,对CSRT和CST参数化方法的表示精度和... 类别形状修正函数变换(CSRT)方法是在类别形状函数变换(CST)方法的基础上添加修正函数以克服其不具备局部性的缺点发展而来的新型参数化方法。通过考察参数化过程中翼型的表示误差和线性系统条件数,对CSRT和CST参数化方法的表示精度和数值单值性进行了对比。使用基于以上两种参数化方法的远场组元(FCE)激波阻力优化算法对超声速翼身组合体进行了零升激波阻力优化,结果对比得到:基于CSRT方法的两级优化具有更好的优化效果,激波阻力系数降低了34.7%。研究表明:CSRT方法需要比CST方法更多的参数数量以达到相似的精度,随参数数量的增长,CSRT参数化过程的病态化程度远低于CST方法;CSRT参数化方法可以结合适当的优化算法进行气动外形二级优化,其效果优于使用相同参数数量的CST参数化方法所进行的单级整体优化。 展开更多

关键词 类别形状修正函数变换 参数化 外形优化 激波 减阻

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多循环脉冲爆震发动机净推力估算 被引量：9

3

作者 李建中 王家骅 +1 位作者 范育新 张靖国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期241-245,共5页

为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法,在常温常压条件下,进行了大量的多循环爆震试验,在内径为150mm,长度为1800mm的爆震管中,成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动... 为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法,在常温常压条件下,进行了大量的多循环爆震试验,在内径为150mm,长度为1800mm的爆震管中,成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动阀开和关时PDE的阻力,建立了试车台上PDE净推力的近似计算模型,同时研究了PDE净推力的主要影响因素。试验结果表明,PDE阻力与模拟飞行速度(或爆震室充填速度)有关;直接测量到的发动机推力与利用模型计算的净推力基本一致。研究结果对工程应用的PDE的优化设计,深入研究具有重要的参考价值。 展开更多

关键词 脉冲爆震发动机 阻力 推力 气动阀

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双向飞翼超声速客机激波阻力和声爆研究 被引量：2

4

作者 李占科 张旭 +1 位作者 冯晓强 关晓辉 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期517-522,共6页

基于超声速双向飞翼构型,采用CFD方法进行阻力计算,采用F-BOOM程序进行声爆计算,研究翼型、平面形状和EFCE激波阻力优化算法对双向飞翼激波阻力和声爆的影响。计算结果表明,平底构型可以明显降低双向飞翼超声速客机的超声速巡航的声爆,... 基于超声速双向飞翼构型,采用CFD方法进行阻力计算,采用F-BOOM程序进行声爆计算,研究翼型、平面形状和EFCE激波阻力优化算法对双向飞翼激波阻力和声爆的影响。计算结果表明,平底构型可以明显降低双向飞翼超声速客机的超声速巡航的声爆,却很大程度上增加了巡航阻力,而对称构型却恰好相反;细长的平面几何形状对降低双向飞翼激波阻力和声爆都有作用,尤其对降低对称构型的声爆效果明显;EFCE激波阻力优化算法对降低双向飞翼激波阻力有明显作用,但同时会带来声爆方面的不利影响。因此,超声速客机的减阻设计和低声爆设计需要进行权衡研究。 展开更多

关键词 超声速客机 双向飞翼 激波阻力 声爆

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隔离段内超声速流动摩擦阻力分析 被引量：6

5

作者 骆晓臣 张堃元 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第1期124-128,共5页

以超燃冲压发动机等截面隔离段内部流动阻力特性为研究背景,以数值模拟和实验测量为研究手段,研究马赫数2.5来流条件下,平板流动和带激波反射流动条件下的壁面摩擦阻力。实验测量得到了超声速流动下的壁面摩擦阻力。研究发现,当激波反... 以超燃冲压发动机等截面隔离段内部流动阻力特性为研究背景,以数值模拟和实验测量为研究手段,研究马赫数2.5来流条件下,平板流动和带激波反射流动条件下的壁面摩擦阻力。实验测量得到了超声速流动下的壁面摩擦阻力。研究发现,当激波反射形成局部微小分离时,激波和边界层的相互作用使得分离区下游的壁面剪切应力恢复为比分离区上游稍高水平。存在激波反射时,壁面总的摩擦阻力略大于无激波时的平板流动。 展开更多

关键词 隔离段 阻力 摩擦阻力 激波-边界层相互作用

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激光等离子体点源减阻技术中入射能量对气动阻力的影响 被引量：7

6

作者 李倩 金星 +1 位作者 曹正蕊 黄辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期377-380,共4页

数值模拟了来流马赫数为5时的圆球绕流冷流场,以及来流与头部驻点附近注入激光能量而产生的等离子体相互耦合形成的流场的演化过程。计算结果表明:施加局部能量点源能够改变原有的弓形激波结构,使其变为斜激波,从而减小气动阻力;气动阻... 数值模拟了来流马赫数为5时的圆球绕流冷流场,以及来流与头部驻点附近注入激光能量而产生的等离子体相互耦合形成的流场的演化过程。计算结果表明:施加局部能量点源能够改变原有的弓形激波结构,使其变为斜激波,从而减小气动阻力;气动阻力随入射激光能量的增大而逐渐减小,当入射激光能量为1.1 J时,气动阻力减小的百分比高达40%。 展开更多

关键词 激光等离子体 减阻技术 气动阻力 弓形激波 斜激波

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激波针气动特性及外形参数优化研究 被引量：4

7

作者 李永红 高川 唐新武 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期1415-1420,共6页

采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速... 采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速钝体阻力的有效方法,但在超声速,特别是一些巡航速度不高(马赫数Ma=1.5左右)的导弹中,为满足射程等相关要求,对激波针减阻的使用价值还有待进行验证。为了研究激波针在Ma=1.5条件下对轴对称钝锥外形气动特性的影响,通过数值模拟方法对比了不同形状激波针在Ma=1.5条件下的减阻效果,分析了减阻机理及外形参数影响;通过基于Kriging和遗传算法相结合的优化方法对主要外形参数进行了优化设计,给出了减阻效果较好的激波针外形参数选取范围,对工程应用具有一定的借鉴意义。 展开更多

关键词 兵器科学与技术 激波针 阻力特性 激波 KRIGING模型 优化

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基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究 被引量：10

8

作者 华如豪 叶正寅 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第5期535-540,627,共6页

针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导... 针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。 展开更多

关键词 超音速减阻 Busemann双翼 激波膨胀波干涉 气动特性

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带减阻杆高超声速飞行器外形气动特性研究 被引量：8

9

作者 姜维 杨云军 陈河梧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期28-32,53,共6页

采用高超声速风洞测力试验方法测量钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性,研究减阻杆的气动减阻原理,分析了多组不同构型减阻杆的减阻效果。结果表明,减阻杆显著减少了钝头飞行器高超声速的阻力,最大的减阻率达到60%之多;减阻效果与... 采用高超声速风洞测力试验方法测量钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性,研究减阻杆的气动减阻原理,分析了多组不同构型减阻杆的减阻效果。结果表明,减阻杆显著减少了钝头飞行器高超声速的阻力,最大的减阻率达到60%之多;减阻效果与减阻杆构型和迎角状态密切相关;减阻杆会诱发稳定性、'热斑'以及非定常脉动等不利问题。 展开更多

关键词 高超声速流 风洞实验 钝头飞行器 减阻杆 弓形激波

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激波-边界层被动控制概念的实验研究 被引量：1

10

作者 卢奇正 路波 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1992年第1期98-103,共6页

本文通过运载火箭模型的跨声速风洞试验,研究了运用激波-边界层被动控制降低模型表面脉动压力和阻力的效果,并得出了开孔区表面的开孔率、开孔方式和空腔深度对脉动压力系数的影响规律,探讨了激波-边界层被动控制的机理。

关键词 激波 边界层 干扰 脉动压力

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低阻常规布局客机巡航阻力特性研究 被引量：1

11

作者 张礼 高正红 杜一鸣 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期580-588,共9页

对常规布局客机与机翼相关的减阻措施进行研究,通过减阻改善飞机性能。主要通过有层流流动机翼减小摩阻和弱激波机翼减小波阻,在机翼表面前缘维持一段层流区以减小摩阻,机翼剖面压力分布由中部顺压梯度区域向后缘逆压梯度区域和缓过渡... 对常规布局客机与机翼相关的减阻措施进行研究,通过减阻改善飞机性能。主要通过有层流流动机翼减小摩阻和弱激波机翼减小波阻,在机翼表面前缘维持一段层流区以减小摩阻,机翼剖面压力分布由中部顺压梯度区域向后缘逆压梯度区域和缓过渡形成弱激波减小激波阻力;机翼机身结合处加机身腹部整流增加结合处流速,减弱机翼机身结合处的附面层堆积,改善阻力性能;融合式翼梢小翼降低翼尖诱导阻力,研究小翼外形参数对降低诱导阻力、纵向力矩、偏航力矩的影响,得出降低翼尖诱导阻力效果好、力矩合适的翼梢小翼模型。由于翼身整流对机翼内翼段下表面的压力分布有显著影响,翼梢小翼会对翼尖的流动有重要影响,因此进行单方面的减阻是不可取的,需对与机翼相关的3种减阻措施进行一体化减阻设计研究,并对相应的减阻量进行评估,为常规布局类客机的减阻设计提供参考。通过对上述减阻措施的评估分析达到了减小阻力、提高常规布局客机巡航因子,改善飞机巡航性能的效果。 展开更多

关键词 低阻常规布局客机 减阻 摩阻 波阻 翼身整流减阻 翼梢小翼 诱导阻力 巡航因子

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基于伴随方法的超声速客机机翼气动优化设计 被引量：4

12

作者 李立 白俊强 +2 位作者 郭同彪 傅子元 陈颂 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期843-849,共7页

采用基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的离散伴随方法,针对超声速客机构型开展了气动减阻优化设计研究。将自由型面变形(FFD,free form deformation)参数化技术、基于逆距离权重插值算法(IDW:inverse distance weighting... 采用基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的离散伴随方法,针对超声速客机构型开展了气动减阻优化设计研究。将自由型面变形(FFD,free form deformation)参数化技术、基于逆距离权重插值算法(IDW:inverse distance weighting)的网格变形算法和基于序列二次规划算法(SQP:sequential quadratic programming)的梯度优化算法等进行组装,建立了一套基于梯度的气动优化设计系统。通过该系统对超声速客机机翼实现精细参数化并基于此添加考虑结构要求及容积要求的厚度约束,继而进行了以全机阻力最小为设计目标的气动优化设计研究。设计结果表明,全机阻力减幅达到5.7%,机翼的激波区域得到有效抑制、激波强度明显降低,并且中外翼段压力分布形态表现出前缘吸力峰值降低,逆压梯度减弱,压力恢复更加平缓的特征。 展开更多

关键词 离散伴随方法 超声速客机 气动优化设计 激波阻力 压力分布

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二维管道列车交会激波特性分析 被引量：4

13

作者 伊严严 黄尊地 +1 位作者 周镇斌 陈传仰 《真空科学与技术学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期350-360,共11页

列车在低真空管道内运行可以极大的减少阻力,但同时面临激波效应等难题。建立二维管道仿真模型,采用可压缩非定常SST k-ω湍流模型并结合滑移网格技术,研究不同起始交会距离、速度、时间下管道内激波演变规律。结果表明:两车相距较远时... 列车在低真空管道内运行可以极大的减少阻力,但同时面临激波效应等难题。建立二维管道仿真模型,采用可压缩非定常SST k-ω湍流模型并结合滑移网格技术,研究不同起始交会距离、速度、时间下管道内激波演变规律。结果表明:两车相距较远时,列车前方壅塞区段向前推进,壅塞长度随时间线性递增,正激波相互扰动时,阻力/压力绝对值激增;两头车交会时,阻力/压力绝对值再次激增达到最大值,随列车的运行又急剧下降到相对平稳状态,交会过程中阻力/压力沿车尾方向先降低后增大。车尾区域存在激波、膨胀波相互交叉干涉现象,波系较为复杂,沿车尾方向激波反射强度减弱。随交会距离的增加,列车行驶在短、中长隧道(<1500 m)阻力/压力变化剧烈,长隧道(>1500 m)阻力/压力变化幅值较小。随速度的增加,列车前方壅塞区段长度缩短,阻力/压力绝对值增大,车尾激波串长度增加,强度减弱。 展开更多

关键词 管道列车交会 壅塞长度 气动阻力 激波特性

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脉冲激光与正激波相互作用过程和减阻机理的实验研究 被引量：6

14

作者 王殿恺 文明 +1 位作者 王伟东 卿泽旭 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第6期1337-1345,共9页

纳秒脉冲激光具有峰值功率密度高、易于击穿空气形成等离子体这一突出优势,在降低超声速波阻方面具有重要应用价值.以深刻揭示减阻机理为目的,针对激光与正激波相互作用这一基本物理现象开展实验研究.发展高精度纹影技术以测量复杂激波... 纳秒脉冲激光具有峰值功率密度高、易于击穿空气形成等离子体这一突出优势,在降低超声速波阻方面具有重要应用价值.以深刻揭示减阻机理为目的,针对激光与正激波相互作用这一基本物理现象开展实验研究.发展高精度纹影技术以测量复杂激波结构,时间分辨率达到30 ns,空间分辨率达到1 mm;搭建快速PIV实验系统以定量测量流场速度和涡量,时间分辨率达到500 ns.探明了激光等离子体引致的球面激波和高温低密度区域特性,揭示了激光等离子体在正激波冲击下的流动特性与演化规律,并结合数值模拟结果阐明了脉冲激光等离子体降低超声速波阻的根本原因.研究表明:激光等离子体引致激波的初始马赫数随着激光能量而增大,形状由水滴形逐渐发展为球面形,传播速度随着时间降低,在50μs后接近于声速;高温低密度区域初始近似于球形,而后从激光入射方向的下游开始失稳,形成尖刺结构;在正激波冲击下,高温低密度区域演化为上下对称的双涡环结构,尺寸随着激光能量而增大.涡的卷吸和逆流可改变飞行器头部激波结构,是流场重构的重要形式,引起飞行器表面压力的大幅降低,是引起超声速飞行器波阻降低的重要机理. 展开更多

关键词 超声速 波阻 激光 流动控制 激波管

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Fluent的高超声速锥形弹丸间的激波干扰研究

15

作者 王彦超 赵永娟 +1 位作者 朱润人 张鹏飞 《兵器装备工程学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期59-63,85,共6页

采用Fluent仿真计算了双弹丸高超声速飞行时,第1枚弹丸的飞行激波作用于第2枚弹丸产生的动力学现象,分析了激波干扰在标准大气密度和80%密度下弹丸周围气体的压强、速度、密度和温度的变化规律。仿真结果显示在干扰存在和密度ρ降低的... 采用Fluent仿真计算了双弹丸高超声速飞行时,第1枚弹丸的飞行激波作用于第2枚弹丸产生的动力学现象,分析了激波干扰在标准大气密度和80%密度下弹丸周围气体的压强、速度、密度和温度的变化规律。仿真结果显示在干扰存在和密度ρ降低的情况下升阻比有所上升,激波阻力减小,利用弹丸自身空气动力可以达到增加散布面积的效果。 展开更多

关键词 FLUENT 激波干扰 气动力 升阻比 弹丸

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纳秒脉冲激光能量沉积激波减阻机理数值研究 被引量：3

16

作者 王殿恺 石继林 卿泽旭 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2021年第3期147-156,共10页

为详细揭示纳秒单脉冲激光能量沉积激波减小波阻的机理,分别研究了单脉冲激光能量沉积与正激波相互作用、单脉冲激光能量沉积与弓形激波超声速流场相互作用。鉴于常用数值模拟方法不考虑空气的离解和电离,不能合理模拟激光能量沉积诱导... 为详细揭示纳秒单脉冲激光能量沉积激波减小波阻的机理,分别研究了单脉冲激光能量沉积与正激波相互作用、单脉冲激光能量沉积与弓形激波超声速流场相互作用。鉴于常用数值模拟方法不考虑空气的离解和电离,不能合理模拟激光能量沉积诱导等离子体热核的空间分布,采用泪滴形能量分布,且耦合有限速率化学反应模型,所得到的激波和热核演化过程的数值模拟结果与实验吻合程度高,验证了所提出模拟方法的合理性。分别选取马赫数为1.92条件下的正激波和弓形激波,入射激光能量大小为10.1 mJ和12 mJ,研究表明:单脉冲激光能量沉积诱导形成的等离子体热核通过正激波后,形成上下对称的涡环结构;在弓形激波条件下,在波后形成的低压涡环引起波阻减小,这是激波减阻的主要机理。 展开更多

关键词 减阻 激波 纳秒脉冲 激光能量沉积 超声速

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基于FCE方法的超声速机翼厚度分布优化 被引量：3

17

作者 关晓辉 李占科 宋笔锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期169-174,共6页

远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形... 远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形参数化,并以机翼容积和局部相对厚度为约束条件,使用FCE方法对其厚度分布进行以激波阻力最小为设计目标的快速优化。与原机翼相比,FCE优化方法使机翼激波阻力系数降低达61%,是超声速飞行器概念设计阶段降低激波阻力十分有用的优化方法。 展开更多

关键词 FCE CST 超声速飞行器 减阻 参数化 外形优化

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