喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

类X-51A飞行器非定常湍流精细模拟

针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法（DDES）,来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200~300 Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。      

超声速横向喷流侧向控制的数值模拟

为研究来流攻角和喷流位置对横向喷流侧向控制力的影响,通过数值方法模拟了超声速条件下的横向喷流干扰流场,计算得到的壁面沿程压力分布与实验结果吻合良好.采用喷流力放大因子和实际作用位置表征喷流侧向控制力的实际作用效果,引入法向干扰力沿程增加系数来分析弹体表面的压力特征区域对侧向控制力的影响.计算结果表明:在喷流干扰下,侧向控制力大小不等于喷流设计推力,并带有绕喷流中心位置的低头力矩;低压尾迹区是影响侧向力实际作用效果的决定因素;攻角的增大和喷流位置的后移,分别有助于削弱低压尾迹区的干扰强度和作用范围,从而增强侧向控制力的实际作用效果.      

外挂物与载机分离过程的数值模拟系统

简要介绍外挂物与载机分离（发射或投放）过程的数值模拟系统－－ＧＳＳＰ（２），它能快速、方便、有效地提供载机及外挂物气特性和外挂物分离后与载机的相对运动轨迹及姿态，为带外物飞机的设计和相容性研究提供了有效的手段，同时还简要描述本系统的３个系统及空程序的结构和数值模拟方法，最后，将数值模拟结果 洞实验结果作了比较，两者吻合较好。     

轴对称钝体前缘分离剪切层的非线性行为

实验研究了锐前缘轴对称钝体前缘分离剪切层发展演化的动力学过程,以及分离剪切层与外加声激励之间的非线性作用.研究结果表明,自然状态下,存在着亚谐频现象,分离剪切层的演化发展是通过涡合并方式实现的.从分离到再附,层流分离剪切层一般经过2次涡合并过程,湍流分离剪切层一般经过5次涡合并过程.混沌动力学分析表明,层流分离剪切层是经过Hopf分岔和周期倍分岔途径进入混沌状态的.此外,讨论了分离剪切层对外加声激励的响应.     

后向台阶层流分离剪切层特性研究

应用激光测速仪对生向台阶层流边界层分离产生的剪切层在再附前的发展进行了测量，得到了时均速度、湍流强度及剪切层厚度等的分布特性，并研究了来流湍流度对台阶后流场湍强度分布及剪切层发展的影响，实验中发现台阶后有一个流速降低的区域，对此从涡动力学的角度作了解释。     

高马赫数内埋武器舱被动流动控制措施

高马赫数(Ma>2)武器舱剪切层更强、更稳定，其噪声产生机制与通常的亚、跨、超声速武器舱流动不同，导致用来抑制空腔噪声的流动控制措施也不同。分别采用数值模拟和风洞试验2种手段，研究了圆柱形机身和马赫数对空腔流动特性的影响，以及前缘锯齿、前缘立柱、前缘横柱、前缘挡板等不同被动流动控制措施对高马赫数武器舱声压级特性的影响，为高马赫数武器舱的流动控制措施设计和研究提供参考。研究表明：圆柱形机身对空腔底部的压力分布会产生影响，压力分布的不均匀性增大，后壁附近的压力峰值增大；对通常的亚、跨、超声速武器舱流动较为有效的被动流动控制措施，对高马赫数空腔流动效果不明显，甚至会加大武器舱内的噪声等级，需要开展更为深入的研究，以设计更为有效的流动控制措施。     

基于SA湍流模型的DES方法应用

使用基于SA(Spalart-Allmaras)湍流模型的分离涡模拟(DES,Detached-Eddy Simulation)方法,对圆柱绕流和超声速圆柱底部流动等高雷诺数大分离流动进行了数值模拟.无粘通量的计算采用二阶迎风格式,时间推进使用二阶隐式双时间步法.计算表明相对于雷诺平均N-S方程(RANS,Reynolds-Averaged Navier-Stokes)模拟,时空均为二阶精度的DES模拟能够分辨更为精细的分离区三维旋涡结构,对分离区主要湍流结构的捕捉和平均压力分布的预测取得了满意的结果.     

微射流作用下的超声速流场控制机理研究

以24°压缩拐角为流场模型,针对不同注入总压微射流作用下来流马赫数为2.9的超声速压缩拐角流场进行了数值研究,喷射方向与来流垂直。研究表明,微射流阻挡作用下,其下游速度被减小,而减弱了分离激波强度。此外,微射流与来流耦合会产生正反向旋转流向涡对,在其下洗作用下,高能量流体被带入到边界层底部近壁面处,使此处低能流体被激活,进而增强了边界层的抗逆压能力不易发生分离,且这种激活能力会随注入总压的增加而增强。权衡控制效果和注入能量认为,注入压比(注入总压/来流总压)为0.60的微射流为最优方案,在其作用下,拐角区分离面积被减小了近70%、激波交汇点与壁面的距离被降低了近37%、分离激波强度被削弱近12%。     

光流/惯导多传感器信息融合方法

将光流传感器多点布置在弹体上,建立了纵向平面内的弹体运动学模型和光流传感器量测模型,利用离散卡尔曼滤波器对光流信息和速率陀螺信息进行融合,估计弹体的高度、姿态和速度信息,并利用估计信息进行了超低空飞行的高度控制仿真,仿真结果表明:利用多个光流传感器和一个速率陀螺,可以准确地、实时地估计出弹体的高度、垂直速度、俯仰角、俯仰角速度和攻角等信息,并可利用这些信息实现导弹的超低空突防任务.     

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比为3.9,梢根比为0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应机翼的最优气动外形.采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形.讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益.与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益.      

沟槽面湍流减阻研究综述

对近20年来沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构、湍流减阻及其机理的研究进展进行了综述.内容涉及沟槽面平板、旋成体、机翼等在压、跨、超音速流动情况下的实验研究成果;压力梯度、攻角、侧滑角等的影响;湍流猝发特性、紊动特性、近壁区带条结构的特征及减阻机理等方面的工作.为更有效地减少表面摩阻,必须深入开展对沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构及湍流减阻机理等方面的研究.      

脉冲射流强化混合对喷流红外辐射特性的影响

计算了脉冲射流强化混合喷流在3~5 μm波段的红外辐射特性,并与无脉冲激励喷流的红外辐射特性进行了比较,分析了脉冲射流强化混合对喷流红外隐身的效果.流场及温度场采用有限体积法和重整化群(RNG,Renormalization Group)k-ε湍流模型求解N-S方程得到.喷流的红外辐射强度采用有限体积法结合窄带模型求解吸收发射性介质辐射传输方程得到.计算结果显示,在亚音速条件下,少量的射流流量(占3%的主流流量)就可以使核心区长度缩减一半以上,在天顶角90°方向探测喷流的红外辐射强度,各个方位角上都有较大衰减,与激励源垂直的平面上的衰减效果相比,与之平行的平面上的更为强烈.      

复合材料弹翼结构热力力学分析

对复合材料的弹翼结构进行热效应分析，利用超音速热空气动力学理论，对六角形翼形进行了气动加热计算，用一维有限元模型对弹翼结构进行了非线性，瞬态温度场计算，其中考虑了材料热传导系数随温度变化的相关性，以及气动加热系数与辐射边界条件的非线性；利用温度场结果，采用高阶有限板元模型对弹翼的热应力和变形进行了计算分析。计算结果表明，与已有结果吻合较好，此分析模型和程序可用来进行复合材料弹翼的结构设计。     

腔体闭式流动控制的实验和数值模拟

利用数值模拟和风洞实验相结合的方法,研究了闭式流动腔体的流动特征及其设置圆柱控制杆后腔体内声压级(SPL, Sound Pressure Level)和压力分布的变化.数值模拟求解三维N-S方程,采用AUSM+计算格式,湍流模型采用Wilcox k-ω模型.实验在0.6 m×0.6 m超音速风洞中进行,在腔体底部布置了40个常规静压测量点和15个动态测压点.研究表明,在外流为超音速流时,闭式流动的腔体底部压力变化梯度较大,腔体底部和后缘的测压点的SPL值和频率关系曲线中没有明显的SPL峰值.实施控制后,腔体底部的压力变化梯度减缓,在腔体后缘分离区内的测压点SPL值降低,而前缘分离区内的测压点SPL值增加.      

伞衣透气性对翼伞气动特性的影响

为了提高翼伞的飞行性能,需要研究伞衣织物透气性对翼伞气动特性的影响。使用不可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程模拟伞衣外部流场,建立了包含附加动量源项的多孔介质域控制方程模拟伞衣,对2种透气性材料模型和无透气性影响传统模型的气动特性和流场分布进行了二维和三维定常数值模拟。数值结果表明,求解多孔介质域控制方程可以得到较准确的伞衣透气速度,伞衣表面的湍流度急剧增加;使用较大透气量材料制作伞衣时,升力系数大幅下降,阻力系数大幅上升,同时会造成内腔泄压影响翼伞的外形保持;使用微透气量材料制作伞衣时,升力系数在小迎角时小于不透气模型,在大迎角时大于不透气模型,较小的透气速度能在大迎角时延缓边界层分离。     

基于凹槽火焰稳定器的煤油超声速燃烧试验

在直联式超声速燃烧试验台上进行了煤油的超声速燃烧试验,使用了4种不同结构的凹槽火焰稳定器和多种直径的煤油喷嘴,煤油当量比0.24~1.32,引导氢当量比0.53,在多种工况下均实现了煤油的成功点火和稳定燃烧.通过测量燃烧室壁面静压分布比较不同工况下煤油燃烧性能.研究发现:凹槽结构对煤油的点火性能影响较大,较大的凹槽长深比更有利于煤油的点火,部分凹槽能在无引导氢条件下实现煤油自燃点火;试验中使用的4种凹槽均有较好的火焰稳定效果,煤油燃烧时燃烧室壁面压力平稳;煤油当量比是影响煤油燃烧性能的最主要因素.在煤油当量比相同的条件下,较高的喷注压力能够提高煤油的燃烧性能.      

基于石墨烯膜的光纤Fabry-Perot腔干涉特性分析

针对以新型材料石墨烯为膜片的光纤法珀压力传感器,应用圆薄膜大挠度弹性理论,利用有限元法分析了均布载荷下石墨烯膜的挠度形变;并基于Fabry-Perot干涉仪原理,建立了光纤Fabry-Perot腔压力传感的数学模型.根据石墨烯膜折射率特性,分析了层数、入射光角度等参数对石墨烯膜反射率的影响,获取了腔长损耗以及薄膜挠度形变导致腔长变化而引起的干涉光谱变化规律.仿真结果表明,增加薄膜层数可提高反射率、改善干涉性能;但随着载荷增加,其对挠度形变的影响表现为反向递减效应.8层石墨烯薄膜可获得0.715%的反射率,且当腔长为40μm时,直径25μm薄膜的理论压力灵敏度约为10nm/kPa.这为基于多层石墨烯的膜片式光纤压力传感器的设计提供了理论依据.      

三维抛物化N-S方程全隐格式矢通量分裂求解

采用全隐格式的矢通量分裂算法,在通用曲线坐标系内求解三维无因次抛物化强守恒型N-S(Navier-Stokes)方程.所建立的计算程序,可计算较为复杂边界的三维流场,如求解亚、跨、超音速共存的流场,分区模拟内外流共存流动及其混合剪切尾流.给出了一轴对称亚跨超音速喷管内流场的计算结果,包括计算网格,流矢分布,压力、温度和马赫数等值线分布.也给出了一喷管内外流及其混合尾流的计算结果,包括计算网格,流矢分布,无因次压力、密度和温度等值线分布.     

基于气动导数的类X-37B飞行器纵向稳定性分析

为了定量地研究跨大气层轨道飞行器在不同飞行条件下俯仰方向的动态特性，在Etkin气动力模型的基础上，详细研究了飞行马赫数、减缩频率、振动幅值、平均迎角等因素对此类飞行器纵向动态特性的影响规律。研究结果表明，平均迎角和飞行马赫数决定了流场的基本特性，所以对气动导数的影响很大；而减缩频率和振动幅值决定了非定常扰动的强弱，影响非定常气动力的大小，决定非定常迟滞效应的强弱。对类似X-37B的跨大气层轨道飞行器来说，平均迎角越大，机身后方背风区的涡流作用越强，纵向稳定性越强。在亚声速范围内，随着飞行马赫数增加，纵向稳定性增强，在超声速范围内，随着飞行马赫数增大，纵向稳定性减弱。振动幅值大小虽然影响了流场的形态，但对气动导数的数值大小没有明显影响。振动频率对动态特性的影响也不明显。希望研究结果可为中国未来类似飞行器的研究和发展提供相应的参考和技术储备。