检索结果-内蒙古大学图书馆

力学学报 2025年第1期57卷 55-64页

作者：马志明张鑫宋亚航中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室四川绵阳621000

介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低及不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.在延长无人机滞空时间和促进... 详细信息

介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低及不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.在延长无人机滞空时间和促进低空无人机发展的背景下,以GAW-1两段翼型为研究对象,以正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体激励器为控制方式,采用数值模拟方法开展了基于介质阻挡放电等离子体激励的1-cos型阵风减缓研究,评估了等离子体控制效果,揭示了等离子体阵风减缓机理.在计算时,将单个非对称布局介质阻挡放电等离子体激励器布置在翼型尾缘处,激励器诱导的准定常射流的方向与来流相反.结果表明:(1)施加等离子体激励后,升力系数的波动量最大减小了51.6%,自下而上型阵风对翼型的影响大幅减缓;(2)等离子体激励能够增大边界层形状因子、延长分离区长度和增加分离区面积;(3)等离子体诱导射流与诱导涡是实现阵风减缓的关键.诱导的逆向射流通过阻碍来流发展、引射下翼面流线加速并向上偏转的方式,减小了上下翼面的压力差,从而降低了升力系数;而诱导涡形成的“虚拟凸起”进一步扩大了分离区面积.研究结果为提升低空无人机气动性能提供了技术支撑.

关键词：流动控制等离子体介质阻挡放电两段翼型无人机

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等离子体合成射流激励器诱导流场特性研究

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力学学报 2025年第2期57卷 380-387页

作者：马志明张鑫中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室四川绵阳621000

正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体合成射流激励器是一种典型的主动流动控制激励器,具有结构简单、布置位置灵活及响应时间短等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和防/除冰等方面具有潜在的应用前景.该激励器由两个传统的非对称... 详细信息

正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体合成射流激励器是一种典型的主动流动控制激励器,具有结构简单、布置位置灵活及响应时间短等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和防/除冰等方面具有潜在的应用前景.该激励器由两个传统的非对称布局等离子体激励器组成,通过两个等离子体激励器诱导壁射流的相互作用,产生一股垂直向上的射流,从而促进高能主流与壁面附近低能气流之间的掺混,实现流动控制.文章针对“该激励器诱导流场时空演化过程不清”这一问题,采用高频PIV (particle image velocimetry)技术,在静止空气下开展了等离子体合成射流激励器诱导流场特性研究,揭示了激励器诱导流场的时空演化过程,发现了激励器诱导射流的振荡现象,阐明了激励器诱导流场的演化机制.结果表明:激励器诱导流场经历了启动涡发展、两股射流耦合和合成射流振荡3个阶段;激励器诱导射流的振荡角度范围能达到±45°.研究结果为完善等离子体合成射流激励器数值模拟模型和提升激励器控制效果奠定了基础.

关键词：流动控制等离子体介质阻挡放电正弦交流合成射流

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高速升力体非对称流向涡不稳定性研究

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空气动力学学报 2025年第2期43卷 75-85,I0002页

作者：张彬李晓虎涂国华陈坚强空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000

高速飞行器实际飞行时存在非对称流动,为加深对非对称三维流场结构失稳机制的认识,采用二维全局稳定性分析方法对高速转捩研究飞行器(HyTRV)腰部非对称流向涡结构的稳定性特征进行了研究。模型长度为1600 mm,攻角为0º,来流马赫数... 详细信息

高速飞行器实际飞行时存在非对称流动,为加深对非对称三维流场结构失稳机制的认识,采用二维全局稳定性分析方法对高速转捩研究飞行器(HyTRV)腰部非对称流向涡结构的稳定性特征进行了研究。模型长度为1600 mm,攻角为0º,来流马赫数为6,单位雷诺数为1.0×10^(7)/m,静温为79 K。采用等温壁面(300 K)条件,通过高阶精度有限差分方法直接求解N-S方程获得层流基本流场。计算结果表明:升力体上表面顶部及下表面长轴处的低速流体向腰部汇聚,形成非对称流向涡,其中靠近下表面一侧的涡卷曲程度更强。稳定性分析结果表明,升力体腰部非对称流向涡的不稳定模态主要有内模态、外模态和Mack模态,内模态主要由展向速度剪切主导,外模态主要由法向速度剪切主导。不同于传统对称流向涡的是,非对称流向涡的扰动形函数主要分布在流向涡卷曲更强的一侧。基于全局稳定性分析的e^(N)方法求解不稳定模态的N值发现:上游Mack模态N值较大,可能在噪声环境下引起转捩;下游外模态N值较大,可能在静声环境下引起转捩。

关键词： HyTRV 升力体全局稳定性分析非对称流向涡 e^(N)

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有攻角圆锥边界层横流失稳分析

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空气动力学学报 2025年第2期43卷 86-95,I0002页

作者：刘姝怡陈曦万兵兵陈坚强黄刚雷空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000

横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensio... 详细信息

横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensional parabolized stability equations,PSE3D)从多维稳定性分析的角度开展了横流失稳分析,并与一维线性稳定性理论(linear stability theory,LST)和直接数值模拟(direct numerical simulation,DNS)结果进行对比。结果显示,横流模态主要分布在背风面,但随着幅值的增长,模态扰动仍可显著影响迎风面区域;非定常横流模态比准定常横流模态更不稳定,且波角更小;相较于BiGlobal,基于PSE3D得到的N值略低,但两者主频相近,表明非平行效应削弱了横流扰动的增长,但并不改变扰动主频;基于LST的N值远大于全局稳定性分析得到的N值,一方面体现了两种方法对扰动增长定义的差异,另一方面也反映了三维效应的影响,因此不同的稳定性分析方法对确定转捩的N值影响显著。

关键词：边界层转捩横流失稳稳定性分析有攻角圆锥

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高速飞行条件下CMC材料细观热响应特性

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航空学报 2025年第3期46卷 269-280页

作者：王偲琛张超蔡兴考杨肖峰肖光明杜雁霞空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

耐高温防热结构性能评估与设计是保障高速飞行器热安全的重要前提,精确预测真实飞行条件下防热结构非稳态热响应特性至关重要。以典型陶瓷基复合防热结构(CMC)为研究对象,分别基于有限体积法(FVM)和有限差分法(FDM)开展了飞行器前缘外... 详细信息

耐高温防热结构性能评估与设计是保障高速飞行器热安全的重要前提,精确预测真实飞行条件下防热结构非稳态热响应特性至关重要。以典型陶瓷基复合防热结构(CMC)为研究对象,分别基于有限体积法(FVM)和有限差分法(FDM)开展了飞行器前缘外流场计算以及对流辐射耦合条件下CMC材料代表单元体(REV)模型与等效模型热响应过程模拟,对比分析了瞬时气动热载荷条件下CMC材料非稳态热响应特性。研究表明:REV模型的热响应在流热耦合条件下反映出更为复杂的时空分布特性,在给定的高速飞行条件下,气动热载荷条件为150.34 kW/m2,相较于等效模型,其壁面最大温差可达21.78 K,且热流差极值延后温差极值2.39 s出现;结构内部温度分布与基体和纱线的空间分布及热物性强相关,沿厚度方向温度梯度呈逐渐衰减的“振荡”波形。相关研究结论可为飞行器热防护系统低冗余设计及热环境精确预测提供重要理论参考。

关键词：高速飞行器 CMC材料 REV模型有限体积法(FVM) 有限差分法(FDM) 对流辐射耦合

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基于DMD方法的旋翼流场分解与重构

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空气动力学学报 2025年第3期43卷 110-119页

作者：郑泓弟赵大志李伟斌刘钒肖中云马率牟永飞西南石油大学理学院中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

模态分解是快速识别流场关键特征并有效提取流场主要信息的重要技术手段。旋翼飞行器的流场具有强非定常、非线性的特点，通常比固定翼飞行器的流场更加复杂，然而，传统的模态分解-本征正交分解（proper orthogonal decomposition, PO... 详细信息

模态分解是快速识别流场关键特征并有效提取流场主要信息的重要技术手段。旋翼飞行器的流场具有强非定常、非线性的特点，通常比固定翼飞行器的流场更加复杂，然而，传统的模态分解-本征正交分解（proper orthogonal decomposition, POD）方法分解得到的模态中包含多种流动频率，难以准确地捕捉旋翼流场的动态特征。为了深入认识旋翼流场的流动特征和演化规律，将动力学模态分解（dynamic mode decomposition, DMD）方法引入到旋翼流场的分析中，基于国家数值风洞HeliX软件，开展了Robin机身干扰模型的旋翼流场仿真，完成了DMD方法在旋翼流场中的分解与重构。获得了旋翼流场中各阶流动模态及其频率和增长特性，分析各阶模态所包含的流场信息的同时，建立了旋翼流场的降阶模型，进一步总结了悬停状态下流场重构误差在样本内和样本外的变化情况，以及模态数量对流场重构的影响规律。结果表明，DMD方法能够有效提取旋翼流场的主要特征，且能保留流场主要信息实现重构，可为旋翼涡系演化规律与干扰机制提供方法支撑。

关键词：动力学模态分解旋翼流场流场分解与重构误差分析

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大型飞机全尺寸多段翼结冰特性计算和试验

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航空学报 2025年

作者：易贤任靖豪赖庆仁刘宇王强中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室

采用数值模拟和大型结冰风洞试验相结合的方法，开展了典型大飞机全尺寸三段翼的结冰特性研究。基于结冰数值计算软件NNW-ICE发展了适合于多段翼结冰模拟的计算方法，包括液滴收集计算的高效拉格朗日算法、考虑液膜非定常流动特性的结... 详细信息

采用数值模拟和大型结冰风洞试验相结合的方法，开展了典型大飞机全尺寸三段翼的结冰特性研究。基于结冰数值计算软件NNW-ICE发展了适合于多段翼结冰模拟的计算方法，包括液滴收集计算的高效拉格朗日算法、考虑液膜非定常流动特性的结冰相变计算方法、适合于多时间步结冰计算的结冰界面和网格重构方法。在此基础上，采用NNWICE进行了典型状态下三段翼结冰计算，并在中国空气动力研究与发展中心的3m×2m大型结冰风洞开展了该翼型的全尺寸试验，重点分析了缝翼背面的结冰特性。结果表明，除了缝翼和主翼的迎风面前缘，以及襟翼的下翼面有结冰，缝翼背面也会结冰。研究首次发现了缝翼背面冰形会表现出独特的双冰脊形态，并通过计算分析，揭示双冰脊现象形成的原因。相关结果和发现可以为飞机增升装置和防除冰设计提供参考。

关键词：多段翼结冰模拟结冰风洞试验水收集特性冰形

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推进剂微射流冷却对高温非平衡气动热的影响机理

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空气动力学学报 2025年第4期43卷 20-29,I0001页

作者：邢旭雯杨肖峰刘磊杜雁霞空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

飞行器在高速飞行时,可利用自身携带的推进剂通过微孔射流实现冷却,达到主动热防护效果。但在高温非平衡流条件下,可压缩外流与微射流交汇、射流排挤/掺混/反应多过程交织,微射流冷却主导性机制和影响因素复杂。本文建立了微射流黏性壁... 详细信息

飞行器在高速飞行时,可利用自身携带的推进剂通过微孔射流实现冷却,达到主动热防护效果。但在高温非平衡流条件下,可压缩外流与微射流交汇、射流排挤/掺混/反应多过程交织,微射流冷却主导性机制和影响因素复杂。本文建立了微射流黏性壁面边界模型,开展了微射流作用下高温非平衡流场数值模拟,探讨了射流孔径、速度和孔间距对冷却效果的影响规律,发现高温非平衡流条件下推进剂微射流冷却由边界层排挤、多相催化弱化两个基本过程主导:(1)低温微射流喷出对边界层产生排挤作用,改变边界层剖面形态,降低紧邻壁面处的温度法向梯度,从而降低壁面法向导热,实现冷却;(2)低温氧分子工质微射流排挤近壁氧原子,弱化氧催化效应,导致催化热降低。参数化研究结果表明:质量流量不变,增大射流孔大小,降热率与冷却范围均下降;射流孔面积不变,增大微射流速度,降热率与冷却范围增大;质量流量不变,减小孔间距,展向平均降热率峰值减小,但孔下游冷却范围增大,呈现较均匀的冷却效果。以上研究可对未来微射流冷却主动热防护的设计与优化提供重要的理论支撑和技术参考。

关键词：微射流冷却非平衡流动气动热壁面催化数值模拟

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脉冲喷注对超燃冲压发动机煤油燃料混合及燃烧性能的影响

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实验流体力学 2025年第1期39卷 38-44页

作者：刘国雄李朗贾彬西南科技大学土木工程与建筑学院绵阳621010 中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000

为研究脉冲喷注对超燃冲压发动机气态煤油混合及燃烧性能的影响,采用二维雷诺平均方程及两方程剪切应力输运模型进行数值模拟,探究了双凹腔超燃冲压发动机模型在入口马赫数2.5、总压1.75 MPa、总温1350 K条件下的流场结构。对比分析了... 详细信息

为研究脉冲喷注对超燃冲压发动机气态煤油混合及燃烧性能的影响,采用二维雷诺平均方程及两方程剪切应力输运模型进行数值模拟,探究了双凹腔超燃冲压发动机模型在入口马赫数2.5、总压1.75 MPa、总温1350 K条件下的流场结构。对比分析了定常喷注和脉冲喷注下煤油与空气的混合和燃烧性能。研究结果表明:数值模拟纹影图与试验结果吻合较好,出现对应纹影仅先于试验0.2 ms,占一个流场振荡周期(6.9 ms)的2.89%。研究发现:在脉冲喷注工况下,回流区在流场振荡周期内能持续更长时间,延长了燃料在凹腔内的滞留时间;未发现脉冲喷注对总压损失有显著贡献,但脉冲喷注工况下温度与压力分布均匀,不会出现热力学喉道。

关键词：超燃冲压发动机气态煤油二维雷诺平均脉冲喷注数值模拟燃烧性能定常喷注

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含盐水滴撞击特性及结冰相变计算

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西北工业大学学报 2025年第1期43卷 31-39页

作者：唐宇豪柴得林易贤桂业伟空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000

在寒冷恶劣的海上环境下工作的船舶和海洋平台常遭遇结冰问题,海水飞沫是导致其上层结构结冰的主要原因。将海水飞沫简化为含盐的液态水滴,基于NNW-ICE结冰计算平台,在Lagrange框架下建立了含盐水滴运动过程中的动力学和热力学模型,并... 详细信息

在寒冷恶劣的海上环境下工作的船舶和海洋平台常遭遇结冰问题,海水飞沫是导致其上层结构结冰的主要原因。将海水飞沫简化为含盐的液态水滴,基于NNW-ICE结冰计算平台,在Lagrange框架下建立了含盐水滴运动过程中的动力学和热力学模型,并结合蒙特卡洛方法和含盐水滴运动相变模型实现了含盐水滴在结构表面上的撞击特性计算。模拟分析了运动相变对不同粒径液滴撞击特性的影响,其中20,30μm粒径液滴由于在运动过程中的质量损失较大,其撞击质量通量显著降低。结合ICEMOD、MARICE、SHIPICE中的海水飞沫结冰相变模型及2种冻结温度模型,基于NNW-ICE开发了二维的含盐水滴结冰相变计算程序;就典型算例进行了对比分析,计算结果相差均在10%以内,验证了该计算程序具备较高的准确性,为含盐水滴结冰数值计算的进一步发展提供了有力支撑。

关键词：海水飞沫结冰强度传热传质数值模拟盐度变化

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