侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响

对侧板前掠和侧板后掠两种构型的二维高超声速进气道开展了自由射流试验和数值模拟,考察了侧板构型对进气道启动性能的影响。结果表明,侧板前掠进气道的启动性能要明显优于后掠构型。通过对壁面压力分布、油流试验和数值模拟结果进行分析,发现侧板后掠进气道不启动流场大规模流动分离位于底板一侧,而前掠侧板对底板附近的流动分离具有限制作用,使得前掠构型不启动流场大规模分离形成于外罩一侧。外罩一侧边界层更薄,抵抗反压能力更强,更不容易发生分离,这正是造成前掠构型启动性能更优的原因。     

高速掠型风扇气动设计原理初步探讨

本文通过分析跨音速掠型转子内S_2流场分布及掠型转子叶片通道内的三维流场计算结果,初步探讨掠型风扇叶片的设计原理,并分析了超音速后掠机翼和掠型风扇转子叶片在流动机理方面的联系和区别。     

火箭发动机尾罩热分离流场的数值模拟

潜射导弹的发动机一般用尾罩加以保护以防止海水侵蚀,发动机点火后尾罩存在热分离过程,本文应用非定常数值模拟方法和动网格技术数值模拟了发动机尾喷管超声速流场的建立过程,分析了高温燃气与尾罩碰撞后反射流动对发动机防护罩的非定常载荷,计算结果表明本文计算方法可以用来数值研究广泛存在的气流瞬态冲击效应。     

锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用,对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质,其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律,并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明:锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高;湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处,锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。     

超燃冲压发动机总体化性能分析

针对由后掠侧压进气道、矩形燃烧室和后掠侧板尾喷管构成的超燃冲压发动机模型,为了快速准确得到超燃冲压发动机的整机性能,建立了一套分析发动机总体性能的耦合流场计算方法。其中进气道和尾喷管流场分别求解三维单一气体和多组分抛物化N-S方程,燃烧室流场求解一维N-S方程,各部件在交接面处传递几何和流动参数。运用总体性能计算方法,研究了发动机构型的气动特性,给出了飞行高度、马赫数和攻角改变对发动机性能的影响规律。结果表明:该总体性能计算方法可用于超燃冲压发动机总体性能的快速预估;飞行高度对推力、升力和俯仰力矩的影响均较大且程度相近,三者随飞行高度增加均减小;飞行马赫数对发动机推力、升力的影响相近,对俯仰力矩的影响最大,三者随飞行马赫数增加均增加;飞行攻角对升力的影响最大,俯仰力矩次之,对推力的影响最小,随飞行攻角增加,发动机升力近似线性增加,推力和俯仰力矩分别呈增加和减小趋势。     

地面涡尾涡结构的实验研究

本文对燃气发动机地面涡尾涡的结构进行了详细的实验研究。用五孔探针详细地测量了沿两个回路的气流速度向量,从而得到了环量和涡心的位置。由环量的数值及发动机外表面流场的情况推断尾涡系具有片状结构,但大部分涡度则集中在尾涡涡核附近。这样不仅用定量的方法证明了地面涡——尾涡体系的存在,并且首次揭示了尾涡系具有片状结构,为这一新的流动现象提出了流动模型。     

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。     

内乘波式进气道内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能.编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算.提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数.分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强.内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据.     

可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理

为了探索可变形飞行器机翼以不同方式变后掠时的气动特性差异及其物理机理,对旋转变后掠和剪切变后掠翼身组合体进行了宽广速域的绕流流场数值模拟,并对其气动特性与机理进行了分析。计算中,采用粘性可压缩流动的数值模拟方法和三棱柱-四面体的非结构-结构混合网格。结果表明:剪切变后掠具有优于旋转变后掠的特性,前者在宽广的速域内均具有显著优越的升阻比和阻力,主要原因在于不同变后掠方式所引起的流场结构的显著差异。     

展向动量测定法与前掠翼流动机理研究

为揭示前掠翼与后掠翼的流动差异,研究前掠翼流动的特点和机理,设计了可进行直接比较的具有相同翼型剖面、相同展弦比、无根梢比的前掠45°(Λ=-45°)与后掠45°(Λ=45°)机翼模型,采用基于雷诺平均N-S方程流场求解器对前掠和后掠翼低速纵向气动性能进行数值模拟计算,并提出了展向动量测定法前掠翼流动机理进行了深入分析,研究结果表明:1)前掠翼展向动量输运使得升力向翼根汇聚,前掠翼展向升力分布更接近于椭圆分布,致使前掠翼诱导阻力更小;2)黏性对前掠翼的流场计算影响很大,文献中基于势流理论得到前掠翼比后掠翼气动性能好的结果是不准确的;3)在小迎角时,前掠翼气动效率与后掠翼相当,仅在最大升阻比迎角时前掠翼优于后掠翼,中等迎角下前掠翼翼根分离导致气动效率下降,但前掠翼具有更好的大迎角失速特性,有利于前掠翼大迎角飞行;4)相同总升力的情况下,前掠翼的翼根弯矩只有后掠翼的翼根弯矩的89.4%,采用前掠翼更有利于减轻机翼的结构重量。