电弧风洞内球锥全目标绕流场计算分析

针对电弧风洞高焓气体来流条件,通过数值求解三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析无烧蚀球锥全目标绕流场真实气体效应.考虑空气电离化学反应系统,包含7个化学组元和6个反应方程.差分算法是隐式NND格式.依据实验来流条件,计算了不同壁温及不同壁面催化特性下的流场结构和电子数密度,观察了来流非均匀性的影响.结果表明.尾迹区对模拟条件较敏感,其电子数密度随壁温降低而升高,完全催化壁的电子数密度约比非催化壁低近一个量级,实验状态的计算应采用风洞实际来流条件,     

来流条件对超高负荷低压涡轮附面层非定常特性影响的实验研究

为深入探索尾迹与附面层的相互作用机理及其对叶型损失的影响,对IET-LPTA后加载超高负荷低压涡轮叶型的定常与非定常气动特性进行了实验研究。实验在低速二维叶栅风洞上进行,该风洞通过上游辐条对尾迹进行模拟,采用热线探针与三孔气动探针作为测试手段。实验发现上游尾迹在低Re状态下对吸力面分离具有较强的抑制作用,可以降低叶型损失。同时研究了不同雷诺数(Re)与来流湍流度(FSTI)对上游尾迹与附面层相互作用机理的影响,发现Re对叶型损失的影响是单向有利的,发现FSTI对叶型损失的影响是双向的。     

再入飞行器尾迹流场及其雷达散射效应研究

对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程，以修正基尔方法（多值法）求解，用一阶Ｂｏｒｎ近似完成亚密雷达散射截面（ＲＣＳ）计算。计算中使用８组元混合空气、１４个非平衡化学反应模型，考虑５种不同尺度的小钝头锥形物体，沿再入轨道取６５至３４公里，共１３个高程的飞行条件。通过计算得到了再入体尾迹各流场参数、电子密度分布及湍流亚密尾迹的ＲＣＳ。结果说明再入钝锥细长体粘性尾迹的转捩特性对于等离子体的散射性质具有决定性的作用；再入弹头尾迹等离子体对地面单站雷达发射波的回波主要来源于尾迹湍流亚密的非相干散射；对确定的波长，当环境雷诺数达到临界值之后，可能出现ＲＣＳ的突增现象；不同物形及来流条件造成尾迹转捩位置的改变，从而影响ＲＣＳ的数值及其沿轨道的分布；改变尾迹颈部初值会引起ＲＣＳ值的明显变化。     

尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响

采用压敏漆（PSP）测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响，测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数（Sr=0，0.12，0.36）条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据，结果表明：随着尾迹Sr数的增加，叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%，吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%，压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%；尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面；随着质量流量比增加，尾迹的影响减小；在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时，不考虑尾迹效应会增加设计风险。     

模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索。风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km／s。实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验。实验结果表明：烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度。     

某些碱金属盐和铝粉对固体火药喷焰电子密度的影响

六十年代初期人们就已经注意到,高速飞行器重返地球大气层,由于剧烈的气动加热,头部周围的空气及烧蚀产物电离,形成等离子鞘和电离尾迹。等离子鞘影响再入通讯,电离尾迹使地面雷达容易发现目标,对突防不利。设法消弱真目标电离尾迹,即设法减弱尾迹中的电子密度以使敌方雷达难于“捕捉”和设法增强假目标电离尾迹以诱惑敌方雷达,是一个     

透平叶栅尾部形状及喷气对尾迹流的影响

在跨音速平面叶栅风洞中测叶栅ＢＲＩＴＥ／ＥＵＲＡＭ２１Ｎ及ＢＲＩＴＥ／ＥＵＲＡＭ２２Ｎ，进口气流马赫数为０．８；经叶栅尾部矩形开口槽进入流场尾迹区的喷气量为总流量的３％。通过实验得出结论：在叶栅尾部压力面截去一个直角缺口可以显著提高喷气效应，使尾迹流区域的面积减少一半。     

H型叶栅通道流计算网格的改进

提出一种壁面正交、尾迹区网格节点分布逐渐均匀化叶栅通道网格生成方法。为了研究壁面处网格正交性对数值计算结果的影响，推导出壁面附近流动参数一阶导数离散误差与网格线交角的数学关系。采用N-S方程分别对平板紊流附面层流和叶栅通道流进行计算分析。结果表明：壁面处网格正交性对附面层内流动计算预测精度影响较大，而对势流区流动影响很小；尾迹区切向网格节点逐渐均匀化分布能更准确计算尾迹区流动。     

基于DDES模拟的叶顶泄漏流与尾迹非定常干涉机理

叶顶泄漏流是涡轮叶片内部气动损失和非定常性的重要来源之一，其包含多个空间和时间尺度流场结构。采用延迟脱体涡高精度湍流模拟方法（DDES）研究了某高压涡轮动叶叶顶泄漏流，分析了泄漏涡结构及其非定常特性，进而研究了叶顶泄漏流与尾迹间的非定常干涉现象及其机制，最后基于非定常熵输运方程分解并研究了泄漏流区域的损失机制。研究发现：DDES方法可以精细捕捉泄漏流和尾迹区的多尺度流场结构及其相互干涉作用；泄漏流与尾迹间的相互干涉会导致尾迹涡轨迹发生明显偏移，并伴随着涡破碎现象的产生，具有很强的非定常效应；基于非定常熵输运方程的损失分析表明，涡破碎现象造成的损失在脉动损失中占比可达23.3%，是非常重要的损失来源之一。     

氧化硅体系非牛顿流黏性烧蚀行为分析

黏性系数对氧化硅体系材料的烧蚀速度有很大的影响,本文对非牛顿流黏性影响的范围及其量值作了数值模拟和分析。结果表明：（1）牛顿流黏度（s=1）处于烧蚀速度的低值区域,增加黏度对降低烧蚀速度的潜力不大;（2）非牛顿流黏度（s〉1）,可以增加阻力,但对降低烧蚀速度极为有限,在本文研究的热环境条件,其下降额度约为20%-30%,此时烧蚀速度接近全蒸发的烧蚀速度;（3）非牛顿流黏度（s〈1）,可以降低阻力,烧蚀速度明显增加。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明：在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。     

2D C/SiC-ZrB2复合材料的烧蚀性能

用ZrB2微粉对2D C/SiC基体进行改性,研究了化学气相渗透结合浆料浸渍及先驱体浸渍裂解工艺制备2DC/SiC-ZrB2复合材料在氧-乙炔焰和1800℃甲烷风洞环境中的烧蚀行为.结果表明:在氧-乙炔环境中,2D C/SiC-ZrB2的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为6.1×10-2 mm/s和1.0×10 -2g/s,相对2D C/SiC复合材料而言,ZrB2微粉并没有提高C/SiC复合材料的抗烧蚀性能.在1800℃甲烷风洞环境中,涂层致密度起主要作用,涂层致密度相同时,复合材料的开气孔率越大,质量烧蚀率越大,ZrB2微粉的渗入对C/SiC复合材料的烧蚀性能影响不大.     

共轴式双旋翼尾迹形态的水洞实验研究

通过对单旋翼和共轴式双旋翼在水洞中的对比实验，研究了在悬停和以不同速度前飞时，共轴式双旋翼和单旋翼尾迹形态的共性与区别，着重研究了在不同前进比时共轴式双旋翼尾迹边界的形态。实验结果表明，水洞实验所得到的旋翼尾迹形态与在空气中实验所得的结果相吻合，水洞实验能真实的反映直升机旋翼尾迹的实际情况，并且具有显示清晰和稳定性好的优点。     

电弧风洞真空氩气起弧技术研究

为解决传统金属丝熔融法起动电弧风洞准备时间长、可靠性差、熔渣影响设备安全和参数测试等问题,研究分析了电弧风洞采用真空氩气起弧技术起动的可行性。通过试验对比分析了起弧间距、进气方式以及控制时序等参数对电弧风洞起动特性的影响,利用一级触发、逐级拉弧的方式实现数米长电弧加热器的安全起动。结果表明,真空氩气起弧技术可以稳定、可靠、快速起动电弧风洞;起弧间距为25mm时,起动时间短,平均电流低,设备烧损小,起动最可靠;采用阴极尾部通氩气的进气方式,起动稳定、操作方便、维护简单;该起弧技术具有最佳的控制时序,确保了起动稳定可靠。     

高焓风洞中带翼钝锥体尾流电子密度的测量与分析

报道了在爆轰驱动高焓激波风洞中开展带尾翼钝锥体电子密度测试的相关研究工作进展。试验气流为4km/s,密度为0.001kg/m3。诊断尾翼对尾流的影响时,为不影响流场并获得足够的空间分辨率采用针状静电探针;实验结果给出带尾翼模型对尾流电子密度影响的定量结果及受影响的空间区域。     

Experimental investigation of counter-rotating four vortex aircraft wake

An experimental investigation on the wake vortex formation and evolution of a four vortex system of a generic model in the near field and extended near field as well as the behaviour and decay in the far field region has been conducted by means of hot-wire anemometry in a wind tunnel. The results were obtained during an experimental campaign as part of the EC project “FAR-Wake”. The model used consists of a wing–tail plane configuration with the wing producing positive lift and the tail plane negative lift. The circulation ratio of tail plane to wing is ?0.3 and the span ratio is 0.3. Thus, a four vortex system with counter-rotating neighboured vortices exists. The model set-up was chosen on the condition to create a most promising four vortex system with respect to accelerate wake vortex decay by optimal perturbations enhancing inherent instability mechanisms. The flow field has been investigated for a half plane of the entire wake up to a distance of 48 span dimensions downstream of the model. The results obtained at 1, 12, 24 and 48 span distances are shown as non-dimensional axial vorticity and vertical turbulence intensities. A significant decay in peak vorticity, swirl velocity and circulation is observable during the downward motion of the vortices. Spectral analysis of the unsteady velocity data reveals a peak in the power spectral density distributions indicating the presence of a dominating instability. Using two hot-wire probes cross spectral density distributions have also been evaluated, which highlight the co-operative instability leading to a rapid wake vortex decay within 30 span dimensions downstream.     

Euler computation of the nearfield wake vortex of an aircraft in take-off configuration

Numerical simulations based on the three-dimensional Euler equations are used to investigate the predictive capability of an Euler code for calculations of the nearfield wake of a narrow-body airliner wind tunnel model in take-off configuration up to a half span behind the wing tip trailing edge. Simulation results on both structured and unstructured grids are presented. The results on the block-structured grid were obtained within the scope of the EU-project EUROWAKE. The simulation quality of the vortex formation and spatial development is analysed by comparison to wind tunnel measurements of the spanwise lift distribution available from the EU-project DUPRIN II and to experimental PIV data available from the EU-project EUROWAKE.     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

翼型近尾迹流动的PIV研究—动力学机制

利用在线式互相关PIV(ParticleImageVelocimetry)系统,在低速风洞中对NACA0012翼型在雷诺数2.39×105,0°和4°攻角下的近尾迹流动进行了详细测量。实验结果表明,翼型近尾迹存在有序的涡街结构,涡街在尾缘处形成后,在向下游的迁移中,会经历一个发展壮大、失稳破碎的演化过程,流动从有序走向无序。翼型的近尾迹是一种以旋涡的运动学特性和动力学机制为主导的流动现象。本文着重探讨了翼型尾缘处的涡街形成机理,尾迹内的流动机制,以及近尾迹的流动稳定性。