三维高超声速边界层中eN方法的应用

针对e N方法中的鞍点法(SPM),结合内波理论,提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明:高度的增加会使转捩位置向下游移动,转捩面积会变小甚至消失;与攻角为0°相比,攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大,转捩面积也会变大;对于背风处的圆锥部分,攻角为10°却会减弱转捩发生可能性,使得转捩面积变小,甚至消失,而且转捩位置也会变化.     

分布式粗糙元对高超声速边界层不稳定性的影响试验

高超声速边界层转捩是空气动力学亟须研究的关键问题之一。飞行器表面的热防护系统会由于高温烧蚀产生宏观分布式粗糙元形貌,但是目前该宏观烧蚀形貌对高超声速边界层内不稳定波演化机制的影响尚不明晰。基于华中科技大学?0.5 m马赫数6 Ludwieg管风洞,利用高频压力传感器（PCB）和红外热像仪等测量手段,重点研究了分布式粗糙元布置位置和宽度对零攻角下7°半张角尖锥模型高超声速边界层不稳定波演化特征和转捩位置的影响。试验结果表明,将分布式粗糙元布置于同步点之前会促进第二模态不稳定波的演化,且越靠近前缘位置粗糙元宽度因素对下游不稳定波演化影响越小;但随其分布位置向下游移动,促进转捩作用减弱,对不稳定波的非线性交互抑制效果更为明显,转捩位置随之后移。     

超声速小攻角下的圆锥转捩攻角效应

采用高阶差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对超声速零攻角和小攻角圆锥边界层转捩进行了空间大涡模拟研究.在三维Tollmien-Schlichting(T-S)波扰动作用下,计算得到了流场非定常转捩过程.计算结果清晰地展现了非定常大尺度结构演化特征和攻角效应引起的非对称转捩现象,流场发卡涡、横流涡等转捩主控大尺度结构与实验一致.     

小攻角高超声速钝锥边界层失稳特性

利用高阶紧致格式,采用直接数值模拟(DNS)和线性稳定性(LST)分析方法,对高超声速边界层的失稳机制和转捩特点进行了研究.通过对马赫数为6的2?攻角高超声速钝锥边界层的稳定性分析发现:小攻角高超声速钝锥边界层存在多枝不稳定模态;周向速度使钝锥的稳定性特征与不考虑周向速度时有本质的差别;转捩线在接近背风面处出现拐折现象是由失稳模态发生转换引起的.      

高速大攻角Re数效应试验与分析

采用两个尺度不同的某战斗机模型,在2.4m高速风洞中进行了大攻角Re数效应试验研究。试验攻角范围为0°~70°,基于前机身端部当量直径的ReD=0.42×106~2.27×106。试验结果表明,Re数对大攻角试验数据影响明显;表面微几何效应、M数同样对大攻角气动特性也有一定影响;模型头部贴“八”字形粗糙带可以减弱Re数的影响,却不能获得高Re数下的试验结果。     

非设计状态下尾迹输运对高负荷低压涡轮附面层的影响

为了研究非设计状态下的上游尾迹在叶栅通道内的形态演化与发展,分析尾迹与叶片吸力面附面层的相互作用,基于高负荷低压涡轮(LPT)叶型Packb对非设计状态下尾迹输运进行了研究。研究主要通过数值模拟的方法进行,使用CFX软件,利用LES模型耦合Smagorinsky亚格子模型。讨论了非定常来流0°和+10°攻角工况下,尾迹与吸力面附面层相互作用的差异。分析发现,+10°攻角工况时,尾迹对附面层转捩的促进作用较0°攻角工况时更为显著;+10°攻角工况时,尾迹与附面层的相互作用时间更长,尾迹诱导转捩的起始位置更靠上游。     

高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究

边界层转捩的准确预测是高超声速飞行面临的关键气动问题之一。为研究高超声速边界层失稳和转捩机理,以前缘半径1.6mm、半锥角7°的圆锥模型为研究对象,在FD-07高超声速风洞中采用红外热图技术开展边界层转捩实验测量。通过与工程计算结果对比,确认模型表面边界层流态。实验结果表明:有迎角条件下,模型表面中后段出现条纹结构,条纹结构的起始位置随着周向角的增加而向上游移动;随着迎角的增加,条纹起始位置向上游移动,条纹强度差异和条纹与模型中心线的夹角越来越大。实验获得的条纹结构与不同频率扰动波相互作用直接数值模拟获得的条纹结构现象一致。通过对比分析,认为边界层内不同频率扰动波相互作用是产生条纹结构的一种机制。     

壁面小折角对马赫数4.5边界层中扰动演化的影响

为了利用e N方法预测带小折角平板边界层的转捩,采用数值模拟和流动稳定性方法研究来流马赫数为4.5,扩张角和压缩角分别为1°、2°、3°的高超声速边界层中扰动的演化,得到不同角度下不同频率的扰动波沿流向的幅值及增长率分布。并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的e N方法进行验证分析,指出采用e N方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。     

一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。     

正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透及转捩的影响

为研究正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透以及转捩过程的影响,分别在设计攻角和+10°攻角下,对高负荷低压涡轮叶型的吸力面附面层流动进行了数值模拟与实验。数值模拟使用CFX软件,采用大涡模拟模型。结果表明+10°攻角下,尾迹对附面层转捩过程的促进作用比设计攻角下更为显著,这是由于正攻角下的尾迹中心射流与吸力面切向的夹角更大,使得尾迹扰动渗透入附面层的深度更深,尾迹放大Klebanoff条纹强度更强,尾迹诱导转捩起始位置更靠上游。     

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角(α=0°～45°)和侧滑角(β=-15°～15°)对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明:在低速来流状态(Ma≈0.1)下,随着攻角的增加(α从0°增加到45°),进气道总压恢复系数下降较小,总压畸变指数几乎不变,这有利于飞机的大攻角机动飞行。      

无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究

 针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。     

中-大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

在圆锥一圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器（SDBD）,通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究。实验风速5m／s,迎角为25°和30°,采用表面压力测量技术,并通过对压力的积分得到侧向力系数。实验结果表明：通过控制激励器的开、关可以改变圆锥两侧压力分布不对称的模式,从而使得侧向力的大小和方向发生改变。研究表明：等离子体激励器可以对非双稳态下的圆锥前体分离涡流场进行有效的控制。     

细长体大攻角非对称流场控制

为了研究细长体大攻角非对称流态的机理以及开发新的控制技术进行了风洞实验.实验中观察到了侧向力的双稳态状态,并且它的正负指向很容易被来流中或者模型头部的微小扰动切换.连续改变滚转角时出现了迟滞回线.模型上游的扰动棒能改变侧向力的方向,当扰动棒移走后仍然可以保持该方向.根据以上观察,在模型头部安装了微型摆振片,该摆振片可以处在不同的周向位置.当摆振片静止时,迟滞回线消失,侧向力的方向不随紊流随机切换.截面侧向力的动态测量结果表明,当摆振片低频摆振时,侧向力可以跟随节奏变动.随着频率的增加,侧向力逐渐减少.当摆振频率进一步增加时,侧向力减少到零.如果摆振时,改变摆振片的平衡位置,则侧向力可以成比例的变化.根据上述实验实施,探讨了非对称现象的机理.     

PIV技术在前体非对称涡结构研究中的应用

介绍了北航D4风洞PIV系统的布置及具体实验方案,在此基础上实现了PIV技术在前体非对称涡流动结构研究中的应用。在迎角50°、Re=0．14×10°～0．55×106时,对旋成体X／D=2和3．35截面流动结构进行研究。结果表明,随着胁数的增加截面上流动结构存在从非对称二涡向三涡发展的趋势;在亚临界区,旋涡对非对称压力分布的影响起主要作用;在临界起始发展区及临界区,边界层流动状态及其分离形态对非对称压力分布的影响起主要作用;前体非对称涡沿轴向由二涡向三涡的发展状态在临界起始发展区比亚临界区将向更上游的位置发生。     

高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究

采用尖拱细长旋成体模型,在M=0．4～1．2范围内,通过表面压力测量和PIV流态观测手段,对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明：在此高速范围内,尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现出非对称多涡结构,头部微扰动对非对称涡有影响,但对模型的非对称气动力影响不明显。     

8m×6m风洞特大迎角试验设备研制

8m×6m风洞特大迎角试验设备是该风洞最新配套的多用途支撑系统,其主要用途包括3个方面：（1）支撑战斗机模型完成特大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围0°～120°,侧滑角变化范围达±300;（2）支撑大尺度模型（最大翼展达6m）完成常规测力、测压、地效试验任务,此时迎角连续变化范围-10°～30°,在特定条件下,迎角可扩展到70°以上;（3）支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、车辆模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。该设备主要特点有：模型支撑方式多样,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要;系统刚性强,模型支撑牢固,变形小;机构运行灵活,模型姿态变化定位精确。