比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体，模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流，风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中，建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段，开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下，纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示，混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素，在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。     

侧向喷流单、双喷管气动特性研究

在CARDC-5的高超声速推进风洞中,采用空气作为喷流介质对双锥柱体模型的单、双喷管侧向喷流干扰进行了对比实验研究.实验状态为:马赫数6、飞行高度H=54km、迎角α=0°~6°、滚转角y=0°~9°.实验结果表明:(1)单喷推力放大因子在1左右,力矩放大因子略小于1,喷流干扰影响较小;(2)双喷管流场因为喷流相互干扰的作用,其各放大因子变化量较单喷更稳定;(3)在此高度及模型外形条件下,不管是单喷管还是双喷管,喷流干扰对其自身推力影响不大.     

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

翼身组合体上的侧向喷流作用特性

研究了一种翼身组合体构型在亚、跨、超声速条件下的几种侧向喷流作用情况。通过在构型的不同部位开设喷口，实验观察了喷口布局、喷流动量比及来流马赫数等对喷流作用的影响。结果表明，马赫数和喷口布局均有显著影响，但本文定义的用来度量相互作用特性的喷流增益因子却基本与动量比无关。此外，对比分析了单独体构型和翼身组合体构型上的作用特性之差异，进一步揭示了主流、喷流在二者相互作用中的地位和影响。本结果对认识侧向喷流干扰特性、开发高效喷流姿态控制技术等有一定参考意义。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种.多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同.针对这种情况,Φ1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究.试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷.结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同.     

侧向喷流干扰工程估算模型研究

喷流的直接力控制适用于全速域和全空域,具有响应快、效率高等特点,是控制飞行器飞行的有效手段之一。喷流与飞行器流场的相互干扰十分复杂,准确地获得喷流干扰气动力非常困难。笔者调研了国内外大量的喷流实验和局部凸起物干扰的分离流动实验,利用二维平板及轴对称凸起物绕流的分离特性,初步建立了计算喷流干扰的工程模型。该模型可计算喷流穿透高度、分离区长度、二维分离区边界、分离区平台压力系数,并可对分离特性进行三维修正。利用这一模型,笔者进行了某飞行器的超声速喷流的气动干扰特性计算,并与数值计算结果进行了比较。     

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.     

侧向喷流的一种直接实验模拟

研究了侧向喷流的一种直接实验模拟技术,旨在探讨喷流力直接作用在天平上时,侧向喷流对气动载荷的影响及其增益情况。本文的直接模拟是通过一种通气式应变天平实现的。研究中分析了有关模拟原则,妥善处理了诸如高压气体密封、天平变形引发的漂移、干扰等相关技术问题,并在一尖拱柱构型上实现了多种条件下的直接模拟,给出了来流条件和喷口参数条件对法向力、俯仰力矩增益因子的影响。最后,就实验结果进行了适当讨论和评述。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“+0-”构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

发动机喷流对飞机阻力伞性能的影响

飞机阻力伞工作过程中,往往飞机发动机仍未停机,高速发动机喷流会对阻力伞流场产生影响,进而影响阻力伞的工作性能。针对发动机喷流对阻力伞的影响,本文采用流固耦合方法对不同喷流速度下的阻力伞动态开伞过程进行数值仿真,分析了不同喷流速度对阻力伞阻力特性、阻力伞稳定性以及流场特性的影响。研究发现,发动机喷流会使阻力伞前的气流速度变大,从而导致阻力伞动载峰值变大,充满状态的稳态载荷变大,动载峰值出现时刻前移。在本文计算工况下,当发动机喷流速度为250 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加21%;当喷流速度为350 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加51%;当喷流速度为500 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加79%。同时,发动机喷流会使得伞衣内侧下方的压力偏大,导致伞衣压力分布不对称,从而使得阻力伞发生上下摆动,且喷流速度越大,阻力伞摆动振幅越大,阻力伞稳定性越差。     

扁平融合式飞机整体式进/排气试验的推/阻校准方法

在研究嵌入式动力装置的进/排气效应对扁平融合式飞机气动特性的影响时，发展了一种整体式进/排气模拟试验方法及推/阻校准方法。采用与飞机模型融为一体的内置式引射器同时模拟飞机的进气效应和排气效应，模型气动载荷与引射器工作时的作用力由天平同时测量获得；把模型推进系统部分分离出来，在TPS校准箱中进行推/阻校准，建立模型气动载荷与推/阻力之间的剥离方法，获得真实的进/排气效应影响试验数据。用典型的背负式进气道扁平融合式飞机模型进行了推/阻校准试验和进/排气影响风洞验证试验，验证了该方法的可行性。     

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。     

航天飞机及火箭的羽流试验技术

火箭发动机排气羽流的影响是研制火箭运载器的一个关键问题。本文综述了羽流对航天飞机和火箭底部流动、底部加热的影响。重点综述了冷气试验方法,并指出了冷气模拟试验的相似准则的参数组合关系式。冷气试验费用不大,试验周期短,是确定底部压力的最佳方法,试验重点在跨声速和低超声速飞行区域。本文对热气试验方法也作了介绍。热气试验可模拟羽流的真实热力学特性,但耗费大,技术复杂。火箭发动机羽流模拟应由风洞试验来确定。本文简述了进行羽流模拟试验的地面试验设备。     

三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究

通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.     

Effects of Chemical Reactions in the Hypersonic Reacting Flow around Blunt Bodies

The effects of chemical reactions in the hypersonic reacting flow are investigated using an integrated algorithm considering simultaneously two different reaction mechanisms,i.e.,including the high temperature air nonequilibrium chemical reactions and the H_2-air combustion reactions. The program is validated by the air non-equilibrium flow at Mach number of 25.9 with the RAM C-II configuration and the shock-induced combustion flow at Mach number of 4.512 6 around a sphere,respectively. Furthermore,the mixed reacting flow with the Mach number of 10.0 with an opposing jet of hydrogen is numerically analyzed. The results show that the program is reliable,and the effects of chemical reactions engender in the decrease of peak temperature along characteristic lines,as well as on the surface. The production of water is augmented in the region with high ratio of oxygen to hydrogen and weakened in the area with low ratio of oxygen to hydrogen by the air chemical non-equilibrium effects.     

脉冲型风洞用加速度计测力天平

在工作时间＜３ｍｓ的脉冲型风洞中的试验模型上选定位置处，安装加速度计来进行力和力短的测量。对于高焓脉冲型风洞模拟再入飞行，研究高超声速真实气体效应是十分必要的。     

并联式TBCC排气系统模态转换过程的流场特性研究

为了研究并联式TBCC（Turbine Based Combined Cycle）排气系统在模态转换过程中出口流场的变化特性及其气动性能的变化规律，采用动网格等技术完成了某并联式TBCC组合排气系统在整个模态转换过程中的非定常数值模拟。同时，对该排气系统模态转换过程中若干工况时的冷流进行了风洞试验，并将试验与数值仿真结果进行比较。研究结果表明:模态转换过程中，并联式TBCC排气系统出口流场的波系结构十分复杂，分流板出口激波对排气系统的气动性能产生了一定影响；TBCC排气系统的推力系数始终保持在0.9以上，但其产生的升力变化较大；风洞试验获得的壁面压力分布及流场纹影与数值模拟结果吻合较好，从而证明了本文数值模拟方法的可行性。     

飞行器非定常气动力试验与建模研究

介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性，试验的振幅为20°、35°，俯仰和偏航振荡的减缩频率为0～0.06，滚转振荡的减缩频率为0～0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法，对非定常气动力建模进行了探讨，气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。     

编队飞行风洞实验研究

在1m非定常风洞中开展了两机编队飞行试验研究。前机采用尾支撑转接垂直叶型支杆与坐标架连接，可以实现相对位置（纵向、侧向和垂向间距）的精确改变；后机通过尾支撑连接到风洞的主支撑机构上，可以实现迎角的变化。采用内式六分量应变天平测量后机的气动力受前机尾涡流影响的变化情况，对后机的绕流场进行了PIV测量。试验中使用了2组模型，一组是简化的翼身组合体模型，另一组是翼身融合体飞翼布局模型。结果表明:当前机翼尖涡靠近后机翼面时，后机的升阻比变化较明显；当前机翼尖涡靠近后机翼尖时，后机可获得最大升阻比；前机迎角增大时，后机的升阻特性有较明显变化；当后机的迎角大于8°时，其升阻比基本不受前机影响。