后掠激波边界层干扰中Mach数对特性区影响的研究

 本文介绍了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究。实验雷诺数Re=2.42～2.47×10~7/m,Ma_∞=1.79,2.04和2.50。模型共15个,其后掠角变化范围是0°～60°,流向压缩角变化范围为10°～30°。实验结果表明,在本实验范围内,激波边界层干扰中的上游影响区都呈现出柱形区或锥形区特性;柱形区和锥形区之间的边界随来流Mach数减小向锥形区发展。该边界主要决定于无粘激波的形式。     

在激波边界层干扰中后掠柱形区的独立性原理研究

在后掠压缩角引起的三维激波边界层干扰中,柱形的上游影响区表现出准二维的流动特性。实验结果表明,在柱形区中通常的边界层独立性原理不再适用。但是,如果考虑由后掠引起的横流效应修正,柱形区中的上游影响距离的尺度和相应的二维干扰上游影响区尺度之间可以得到很好的相关关系。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

滑流区中三角翼大攻角气动力特性的实验研究

一种以后掠75.7°薄三角翼为主要特征的典型航空航天飞行器模型,在激波管风洞马赫数为11.9和15.4两种条件下,攻角范围20°～50°,用模型自由飞方法测量了它们的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩特性。相应的实验雷诺数分别为3.19×10~4和1.64×10~4,这两种流动条件均属于稀薄气流的滑流区。 实验结果表明在M_∞=11.9和15.4两种条件下,两种剖面外形模型的升力系数和阻力系数均随攻角加大而递增,其变化规律有很好的一致性,且对马赫数并不敏感;但从体轴系来看,不仅两种模型的轴向力系数不同,而且因粘性干扰的缘故,同一模型A在M_∞=15.4时比M_∞=11.9时有相对较大的轴向力系数,但两者随攻角变化的规律一致,且当α>45°时接近牛顿值。此外,实验表明两种模型的压心系数随攻角均没有明显变化。     

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

战术弹纵横向气动力计算方法

本文介绍一种计算中等攻角、中等侧滑角情况下正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力特性的方法。它是一种数值计算与工程计算相结合的方法。位流气动力通过求解线性偏微分方程获得,粘性分离产生的非线性气动力通过对一系列脱体涡的计算获得。方法中考虑了翼面与尾面间近距干扰和远距干扰的影响。本方法可用于计算来流马赫数为0到3.5左右、攻角和侧滑角为0°到20°左右、正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力系数。计算结果与实验数据比较,有良好的一致性。     

二维超音速进气道性能实验研究

介绍几何喉道上游具有不同进口侧板、不同槽宽的附面层吸除槽和槽腔出口不同放气孔面积的二维超音速进气道,在自由流马赫数:Ma_∞=1.793,2.037,2.292,2.557;攻角:α=0°,3°,6°,10°,-6°条件下的实验研究结果。讨论了零攻角下,有无吸除时进气道的流型、性能和不同侧板、吸除槽宽、放气孔面积对进气道性能的影响。分析了二维超音速进气道的攻角特性;描述了进气道结尾波系随下游反压增高时的波系演变图案,录相显示了具有一定槽宽、一定吸除量的实验模型具有连续的气动特征,如同全外压式进气道那样,结尾波系从超临界连续地通过槽区到达亚临界。     

M_∞=1及其附近翼型绕流的计算结果

本文全速势方程的有限差分数值计算结果,给出了0°和2°攻角下NACA0012翼型当地马赫数分布冻结时的自由流马赫数范围,以及M_∞稍大于1变至1.30时前方脱体激波的变化位置。     

构型参数对悬臂斜坡喷注器混合性能的影响

为探索高马赫数下激波诱燃冲压发动机前体/进气道喷注器构型参数对燃料/空气混合的特性的影响,运用隐式RANS仿真,对不同构型的悬臂斜坡喷注器进行了三维数值模拟并进行了对比研究。结果表明,15°压缩角构型最终的混合效率比基准构型高9%且有较大的燃料穿透度,同时会付出30%的总压损失代价;15°压缩角构型的总压损失是10°压缩角构型的两倍;0°膨胀角构型的混合效率始终高出基准构型11%,但有较大的总压损失;后掠构型与基准构型相比混合效率,燃料穿透度基本不变,负的后掠角总压损失最小;三种不同喷注间距的喷注器总压损失大小基本相同,近流场的混合效率相差不大,混合终了阶段,20mm喷注间距喷注器的混合效率达到了较高水平;50～150mm是燃料/空气掺混剧烈发生的区域。     

尖前缘翼干扰区的壁面压力和热流率分布

本文给出Ｍ＿∞＝７．８和６．７２，Ｒｅ＝３．５×１０￣７／ｍ和５．４×１０￣７／ｍ气流绕迎角为２０°、３０°和３５°尖前缘翼运动时，平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明：（１）平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β＿０和翼迎角α相关，而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数Ｍ＿ｎ相关。（２）翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响，前者在翼根部呈波谷状，而后者呈波峰状，影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。     

EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF AERODYNAMICINTERACTION EFFECT OF ROTOR WAKE ONFUSELAGE OF HELICOPTER

The aerodynamic interaction effect of rotorwake on fuselage isan importantproblem in designof helicopter. It affects flight performance,equi-librium,control stabilization and vibrational level.The developing trend of modern helicopter is thatthe size is towards more compact and the load ofrotor disk is towards heavier. The load of rotordisk is about 2 0 kg/ m2 in the 5 0 s,but for modernhelicopter it is up to about 5 0 kg/ m2 . Therefore,the strong rotor wake impacting the closerfuselageand t…     

梁/液体耦合振动的边界积分对称列式法

 利用格林积分导出的液体内部扰动压力函数作为测试函数,通过变分得到一组具有对称系数的代数方程,将该方程同梁的有限元振动方程联立后,即可求解梁在液体中的耦合振动问题。本方法具有未知数目少,数据存储和计算效率高的特点。     

JBYQC软件设计关键问题

 <正> 1.问题的提出 JBYQC是卫星壳体结构优化设计人机交互式软件。软件适用机型为IBM-PC/AT或XT型微机,操作系统为DOS Version 3.00,该软件很适合在设计室中使用,并极易推广。 JBYQC是商品软件,对结构优化设计来讲,图文并茂的交互式屏幕是必须的,因此,交互式屏幕怎样设计,就成了第一个关键问题。     

强激波-附面层干扰下的气流动态畸变研究

本文在一定附面层条件下,着重研究典型的强激波与紊流附面层干扰区下游扩压器出口的气流动态畸变,文中讨论了激波强度、扩压器壁面形状(直壁和曲壁)对动态畸变的影响.讨论了紊流度分布中四个峰值与相同截面上的总压沿高度分布的相互关系.最后对紊流度沿高度分布中的若干典型站的总压信号作功率谱密度和概率密度函数分析     

穿孔板切向流效应的理论和实验研究

 建立了一种有关切向流对小孔声阻抗影响的小扰动势流模型,其要点是使用法向质点速度连续而非广为采用的质点位移连续边界条件来匹配小孔剪切层两侧的声场,并在小孔前缘施加Kutta条件以反映切向流效应的机理———锐缘处的声涡转化。模型中还包含了实际应用中经常遇到的小孔形状和穿孔板厚度两个重要因素。理论预测的声阻和声抗与实验结果良好吻合。     

跨声速翼型有粘／无粘强干扰计算

本文介绍一种二元跨声速激波-边界层强干扰的计算方法。边界层计算采用湍流边界层积分反方法,它借助Whitfield和Swafford提供的既适合附着流,也适合分离流的速度剖面表达式。跨声速无粘流用全速势方程模拟。通过边界上排溢速度来考虑粘性的影响,用有粘/无粘迭代得到粘性流解。本方法计算的结果与其它方法以及实验的结果进行了比较,证明该方法可以在工程上推广使用。     

旋翼BVI噪声的理论模拟与分析

ＢＶＩ噪声是旋翼产生的一种非常强烈的脉冲式噪声,本文应用理论模拟的方法分析了ＢＶＩ噪声的规律。对叶片表面非定常力的计算采用了有限翼展叶片对倾斜正弦式阵风的响应函数,声场计算应用了基于Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比理论的频域方法。应用本文方法计算的ＢＶＩ噪声声压信号与实验结果比较吻合较好。     

旋涡对翼型的气动干扰

用数值模拟方法研究了旋涡对翼型的气动干扰。出发方程是N-S方程。数值格式为Beam-Warming格式。结果表明,旋涡位置改变,其对翼型的气动(激波和升力)干扰随之有显著变化;涡的有利干扰可使翼面上流动分离受到一定程度的控制,导致翼型升力增大;涡的位置和强度的合理组合能有效地提高升力。计算还表明,单一旋涡扫过翼型时平均升力将提高50％左右。     

火箭发动机喷管非定常侧向力和流固耦合研究进展

为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。     

激波-边界层-分离流相互干扰三维湍流的数值模拟

本文采用数值方法求解时间相关三维可压缩雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组,模拟激波—边界层—分离流相互干扰三维湍流流动。湍流模型为Ｂａｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ两层代数模型,改进后用于三维内流问题。采用单元中心有限体积法离散流场控制方程,ＶａｎＬｅｅｒ矢通量格式计算无粘通量,中心差分法计算粘性通量,ＬＵＳＧＳ时间推进格式计算定常流场。本文以二元跨音速扩压器内三流动为算例,数值模拟较强激波—边界层—分离流相互干扰维湍流流动,并与实验结果进行了比较。数值模拟结果,在激波强度、分离点位置和再附点位置等方面,与实验结果吻合较好。