氢燃料燃烧加热风洞中水蒸气相变效应的数值研究

为明晰氢燃料燃烧加热风洞中的水蒸气相变效应,采用同时考虑凝结和蒸发相变模型的多组分输运可压缩流动数值模拟方法,研究了超声速喷管内的水蒸气凝结过程以及凝结气流再蒸发对典型压缩构型(二维斜劈、三维斜劈和圆锥)流场参数及气动力的影响。结果表明:氢燃料燃烧加热风洞喷管气流中,水蒸气在较低总温条件下确实存在较大程度的凝结相变,但同时在斜劈激波压缩后也存在较强的蒸发相变;凝结会使喷管流场参数发生较大偏离,但再蒸发效应又会使气流经过斜劈压缩后趋近理想状态,趋近的程度受到压缩程度的影响。本文计算条件下,喷管内水蒸气相变导致出口参数偏差大于10%,但经过12°斜劈压缩后,流场参数以及表面气动力可恢复到理想状态的95%以上,此时相变的影响基本可以忽略。     

磁浮飞行风洞试验技术及应用需求分析

随着高速、超高速轨道交通的快速发展,需要发展新型的风洞设备,实现风洞性能和试验能力的突破.磁浮飞行风洞是利用真空管道列车概念结合动模型试验技术提出的一种新概念风洞设备,可以构建出更加接近真实状态的测试环境.本文从磁浮飞行风洞基本概念、国内外研究现状及发展趋势、试验技术、应用需求等几个方面开展论述.首先论述了国内外传统风洞和动模型设备的现状及发展趋势,指出了发展磁浮飞行风洞的必要性;其次,重点对磁浮飞行风洞需要发展的试验技术进行了分析;最后,对磁浮飞行风洞在超高速轨道交通及其他领域的应用需求进行了展望.     

高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题，基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路，通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程，开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟，与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证，研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题，分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:（1）风洞试验段来流离解度高，热化学非平衡效应及其冻结现象严重；（2）热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间，分布合理，验证了计算方法和程序的正确性；（3）试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响，模型与喷管出口的距离越大，模型表面压力和热流越低；（4）当驻室总压较低时，通过双尺度模拟准则（模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ_∞L）外推热流失效，使用部分模拟准则（模拟飞行条件总焓和驻点压力）外推热流也会出现较大差异，在非催化条件下这一现象更加明显；（5）当驻室总压较高时，使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件，产生的热流差异明显减小。     

常规高超声速风洞的节能方案研究

为了适应高超声速飞行器发展的要求，常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是，随着风洞尺寸的增加，风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下，节省风洞运行时的能量消耗，已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题，从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局；在此基础上，对常规高超声速风洞的能量运行特点，以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析；然后结合常规高超声速风洞的运行特点，分析了风洞中可能采用的余热利用技术；最后，提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案，并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析，结果显示，该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.     

超高速撞击下PTFE/Al含能材料薄板的载荷特性分析

不同于传统惰性材料的空间碎片防护结构,含能材料防护结构在超高速撞击下的冲击起爆特性是其防护能力得以提高的根本原因。PTFE/Al含能材料防护结构的冲击起爆特性改变了弹丸强冲击载荷下的破碎机制,弹丸内部的冲击压力对于分析含能材料在超高速撞击下的防护机理具有重要意义。对超高速撞击试验中回收的PTFE/Al防护结构后板进行损伤特性分析,获得了对应速度条件下弹丸的破碎特性。基于一维冲击波理论,分析PTFE/Al靶板在超高速撞击条件下的冲击响应过程,结合考虑化学反应效率的热化学反应模型,获得了弹丸在碰撞与爆炸联合作用下的载荷特性,通过与试验结果对比验证,获得该材料完全反应的临界撞击速度约为1800 m/s,弹丸的临界破碎速度为2875 m/s,小于铝防护结构中对应的临界破碎速度。给出了弹丸在PTFE/Al、铝两种防护结构中产生相同冲击压力时对应的临界速度,分别为弹道段的800 m/s和破碎段的3580 m/s。     

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。