某型飞机风洞试验与飞行试验的相关性分析

以某型飞机风洞试验数据为基础,对风洞试验数据进行支架干扰、喷流影响、雷诺数、静弹性等修正,同时对该飞机飞行试验数据进行参数辨识分析,通过风洞试验与飞行试验相关性分析,一定程度上验证风洞试验数据相关修正的准确性。     

高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证

对高超声速圆球模型飞行场进行数值模拟,分别采用空气空气气体模型,平衡气体模型以及热化学非平衡11组元气体模型求解非定常轴对称N－S方程组,使用有限差分时间相关法捕捉激波,得到了定常流场的解,差分方程稳式部分采用了LU－SGS方法以避免矩阵运算,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题,由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态。     

高温非平衡流地面试验及数值模拟

基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对典型高超声速飞行环境,建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术,并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证,试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明:①风洞来流参数经过数值计算对比验证,其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。②对典型半圆球模型进行了流场数值模拟,并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型（热化学非平衡模型-2T）计算与试验吻合良好;非催化壁面条件下,总温为2700 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%;总温为4050 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。③计算结果获得的试验纹影（圆球脱体激波距离）与吻合良好;非催化壁面条件下,2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为?1.9%～0.86%。      

驻涡燃烧室前钝体燃料喷射性能数值分析

为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明：前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。     

自然层流飞行测试翼套的仿真和试验

绿色航空的发展逐步受到重视,通过扩大层流区域进行减阻是实现节能减排的一个重要途径。采用考虑转捩判定的数值模拟方法对某自然层流翼套的风洞和飞行试验进行了仿真分析。数值仿真与风洞试验的压力系数分布一致性较好,在常压时仿真和风洞试验中转捩位置随攻角的变化规律基本一致。相较于机头处静压和机身最大截面处静压,采用大气数据系统测量的飞行高度换算的静压作为参考压力时,飞行试验获得的压力系数分布与仿真结果一致性更好;在设计状态和典型非设计状态数值仿真得到的翼套转捩位置与飞行试验结果十分吻合;采用动量法计算翼套截面阻力系数,数值仿真和飞行试验得到的自然层流减阻量差距在0.0002以内。