通过矩形喷嘴的非稳定液体射流

介绍了关于用矩形喷嘴进行的瞬态液体射流的实验研究结果。流动显示演示了在喷流过程中液体射流的种种不稳定现象。笔者推广了Ryhming的理论模型，计算了喷嘴出口的射流速度，并与实验结果进行了比较。     

横向喷流对鸭式导弹滚转特性影响研究

通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流场进行了数值模拟,并且计算分析了横向喷流对鸭式布局导弹滚转控制特性的影响,计算结果表明,横向喷流可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

导弹尾喷流形成的碰撞流场数值模拟

采用计算流体力学方法,从曲线坐标NS方程出发,取用NND2M差分格式,对导弹发射时与地面形成碰撞喷流流场进行数值模拟,计算结果和实验数据符合较好。在此基础上,分析了碰撞喷流的流场结构及特性。     

超声速横喷干扰湍流场数值模拟

本文探讨了超声速平板横向喷流干扰湍流流场的数值模拟方法。分别采用Roe、Harten-Yee及AUSM 格式对三维雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散,湍流模拟应用Baldwin-Lomax代数模型,讨论了B-L模型中Fy最大值的不同选取方式。分析了数值格式、网格划分对计算结果的影响。将来流马赫数为5、喷流马赫数为3的实验结果与计算结果进行比较,选择了与实验符合较好的数值模拟方法,为进一步利用数值计算方法研究喷流干扰流场特性奠定基础。     

喷流噪声控制实验研究

本着重研究喷流噪声形成机理及工程计算方法。通过细致实验，研究了声动率与喷流速度的关系，验证和完善了Lighthill和Lilley等经验式。同时对喷流噪声指向性，谱特性进行了分析。最后对喷流噪声引射式消声器进行了较为深入的研究。     

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。     

轴对称欠膨胀羽流流场的分离系数矩阵解法和实验研究

本文对轴对称超音速羽流流场进行了数值计算和实验研究。数值计算方法是空间步进的分离系数矩阵差分法,并用粘性和无粘分裂法处理粘性问题。同时对同轴超音速喷流进行了流场观察和测量,所得纹影照片清晰地显示了尾喷流场的详细结构。计算结果在近场与文献[1]一致,在远场与本文的实验结果基本一致。计算实践表明,与中心差分格式相比,分离系数矩阵方法的稳定性好,精度高,捕捉的激波耗散小,且无数值振荡。     

超声速飞行器侧向喷流干扰流场传统数值模拟方法的误差分析

使用CFD方法,分别就真实喷管边界和简化喷口边界,计算超声速飞行器侧向喷流干扰流场,研究边界条件对干扰流场及气动力的影响.使用k-ε湍流模型封闭雷诺平均N-S方程,利用非结构网格对流场进行空间离散.通过对比,计算结果与实验值吻合良好,证明该方法具有一定可靠性.进一步研究表明喷流边界条件对喷流干扰流场具有一定影响:相对于简化喷口边界,真实喷管边界喷流出口的非均匀性导致喷口上游分离涡和激波位置较为靠前,从而引起附加气动力和力矩的变化;由于摩擦阻力的作用,真实喷管静推力存在损失;喷流压比为500时,总法向力和总俯仰力矩在两种边界条件之间的误差分别为8.21%和22.4%,误差较大.在进行侧向喷流干扰流场的精确计算时,需要考虑边界条件的影响.      

超声速和高超声速横向喷流数值模拟

为了解横向喷流的干扰影响和喷口附近的流场结构,采用分块对接网格和“0”型网格技术,数值求解N—S方程来模拟超声速和高超声速流场中横向喷流的干扰流场。对两种尖拱弹身外形的超声速和高超声速喷流干扰流场进行了数值计算,计算结果与风洞实验数据吻合一致。在此基础上,开展了某型导弹多喷构型干扰流场的数值模拟,得出一些横向喷流数值模拟的结论。     

一种基于引射效应的流体推力矢量新技术

流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。     

面向飞/发一体化设计的高温尾喷口流场分析

结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

飞行器气动与隐身性能一体化优化设计方法研究

首先根据多学科综合优化设计理论 ,针对飞行器外形布局设计特点 ,开展飞行器气动与隐身性能综合优化设计方法研究。分别采用线化格林函数法与粘性修正相结合以及物理光学法与等效电流法相结合的方法 ,建立了飞行器气动力特性与隐身特性的计算方法。利用多学科优化设计理论和遗传优化算法 ,开展了关于飞行器气动与隐身性能的协同优化设计方法研究。取得了初步的研究结果。     

周期性湍流射流冲击下的传热与流场特征

实验研究了周期性变化的湍流射流冲击平板时的传热和流场特性,对实验现象和射流冲击强化传热机理进行了探索和分析。利用一个特殊的质量流量控制装置产生周期性的冲击射流,采用典型的正弦和矩形变化的射流,在不同频率下进行实验。研究表明,两种周期性射流冲击传热性能有很大差异,矩形冲击射流的传热性能优于正弦冲击射流,提高频率有助于射流冲击传热的强化。用粒子图像测速(PIV)技术对流场进行锁相实验测量,研究表明,在较高频率下,阶跃变化的矩形射流冲击时整个变化周期内平板表面处于强烈的冲击和涡流不断的产生和传播状态,从而能有效地强化对流换热过程。平缓连续变化的正弦射流的锁相平均速度场低于矩形射流,卷吸和冲击作用、涡流的形成和传播过程均没有矩形射流冲击下那么强烈,从而导致换热强化效果相对较弱。     

从探测概率的角度评价飞机的隐身性能

采用雷达散射截面(RCS)均值来衡量飞机的隐身性能并不能给出足够充分的信息,从信号检测概率的角度来衡量飞机的可探测性可以提供更完整的信息。本文从探测概率的角度详细分析了4种典型隐身飞机RCS起伏数据与虚警概率、探测概率、探测距离、信噪比(SNR)等参数间的关系,并给出了完整的推导过程,采用此方法可以对任意飞机目标在给定雷达参数下的可探测性进行准确计算。一般在雷达性能评估中需要用到RCS起伏模型,本文对飞机目标回波信号进行检测分析时采用数值计算方法,信号的概率密度函数(PDF)直接来源于原始回波起伏信号,避免了模型拟合带来的回波特性失真,且不会产生大的计算误差。通过对比分析计算结果发现:单脉冲检测下回波信号均值中值比越大,回波取值范围越小,则信号的检测概率越小,其中均值中值比一般相差3倍以上时可以得到明显不同的检测概率;在快起伏假设下,非相参积累检测的积累脉冲数Nin即便较小,也能得到较大的信噪比增益,此增益可能大于Nin。     

A New Method for Analyzing Integrated Stealth Ability of Penetration Aircraft

Taking into account the limitations of existing stealth performance analysis methods, a method termed as the integrated stealth performance analysis method is proposed for evaluating the stealth ability of the penetration aircraft. Based on various target radar cross section (RCS) scattering characters, this article integrates the relevant parameters needed for building up target circumferential RCS scattering model and proposes the RCS scattering controlling parameters to control the changing trends of the relevant model RCS scattering characters. According to the radar dynamic detecting characters during the whole penetration course, a dynamic stealth performance evaluating model is proposed accompanied by a series of stealth ability estimation rules. This new analysis method can enhance the integrality and dependability of the stealth analysis conclusions and summarize the relationship between the target RCS scattering characters and their effects on stealth performance. The rules indicated by this relationship can be used as the reference for designing new type of stealth aircraft and setting up specific penetration tactics.     

径向孔形状对针栓式喷注器液膜下漏率的影响

为了研究径向孔形状对针栓式喷注器液膜下漏率的影响并对其进行准确预估,以径向圆孔液束的相对变形模型为基础,通过类比分析提出了矩形孔的相对变形理论模型,并考虑多喷注单元间相互影响和不同高宽比矩形孔的绕流侧边效应,首次建立了径向矩形孔的下漏率模型。通过试验及数值仿真对模型进行了验证分析,结果表明理论预估结果与数值仿真及试验结果吻合较好,也表明针对矩形孔建立的相对变形模型及下漏率模型具有较好的准确性。另外,研究表明矩形孔的下漏率除了与几何阻塞率、有效动量比及液膜厚度与液束孔宽度之比有关外,还与高宽比有关;3种不同高宽比情况下的下漏率均显著小于几何下漏率;同时下漏率随有效动量比增大而增大的趋势均较平缓。综合分析径向圆孔和3种不同高宽比矩形孔的结果发现,在径向孔横截面积及流量等工况参数完全相同的情况下,径向孔形状对下漏率有显著的影响,矩形孔的下漏率显著低于圆形孔的;矩形孔的高宽比越大,下漏率越大。实际应用中选择矩形孔更有利于控制下漏率,并可通过改变高宽比控制下漏率;同时在变工况过程中,矩形孔的下漏流量也会随着主路推进剂一起调节变化,保持下漏率变化不大,故具有较好的大范围变推力流量匹配特性。     

民机概念设计阶段性能分析程序快速开发方法

为了在概念设计阶段快速准确地分析民航客机性能,提出一种基于MATLAB/SIMULINK 联合仿真的性能分析程序快速开发方法。从数据库文件中读取已有的气动、重量、推进、飞行剖面等数据,在SIMULINK中分别求解已建立的各飞行阶段运动微分方程,将结果保存至原数据库。整个求解及前后处理过程由MATLAB脚本控制。以波音737-800型客机性能分析为例,验证了该方法的有效性。与经验公式法相比,本文算法更为准确,流程更加清晰,不需要编写大量代码,实现与维护更加简便,适用于民机概念设计阶段性能分析程序的快速开发。     

飞翼无人机平面外形气动隐身优化设计

对一种双后掠飞翼布局隐身无人机(UAV)平面外形,基于参数化模型和网格自动划分技术,采用气动无黏/黏性数值求解模型和隐身工程评估方法结合单/多目标优化算法,在给定的变量设计空间中完成了气动隐身综合优化设计研究。通过多目标优化给出了布局气动升阻性能相对隐身性能的最优设计边界,指出了外形气动与隐身设计之间存在的冲突关系,即一方性能提升必会使另一方性能降低,不存在双方同时最优的解,飞翼外形设计时需要在气动与隐身间进行权衡折中。计算表明,在飞翼布局外形优化中应采用精度高的黏性气动计算模型。所建立的气动隐身一体化优化设计方法,为飞翼布局无人机外形精细设计奠定了基础。     

隐身性能约束的多目标气动外形优化设计

从飞机外形设计的总体、气动和隐身设计要求出发,根据多目标优化的基本概念,将Pareto方法与遗传优化搜索相结合,并采用了群体排序、基于共享机制的小生境技术和Pareto解集过滤器等技术使解集具有良好分布特性,在此基础上建立了一套可满足飞行器外形气动/隐身一体化综合优化设计优化模型和优化方法。文中针对飞行器外形优化设计要求,提出了复杂外形参数化和设计变量的选取原则。并根据某飞行器设计要求,进行了在以隐身特性为约束条件下,以亚声速和超声速气动特性为设计目标的飞行器外形综合优化设计,取得了良好的优化设计结果。