方形截面导弹摇滚特性数值研究

采用隐式耦合求解RANS方程与滚转运动方程的方法研究了方形截面导弹的摇滚运动特性。耦合求解过程采用隐式处理提高了求解精度,采用强迫摇滚得到了自由滚转静导数和动导数;采用与摇滚方程的耦合求解得到了方形截面导弹模型在不同迎角下的自由摇滚历程。两种研究结果均显示随着迎角的增加,方形截面导弹将由滚转稳定变为不稳定,并形成极限环振荡,即摇滚;随着迎角进一步增加将形成滚转发散。两种分析方法所取得的结果与试验结果吻合较好。     

亚、跨、超声速下空腔流场特性实验研究

在FL-21跨、超声速风洞中对空腔流场特性进行了较为深入的实验研究.空腔的长深比L/D为7、8、9、12、15,试验马赫数M范围为0.6、0.9、1.2、1.5、1.8,试验雷诺数Re为1.23~2.26×107.研究表明:空腔流场特性主要由空腔长深比L/D和来流马赫数所决定,这两个参数的变化均能引起空腔的流场类型发生变化.另外,边界层厚度涠钥涨坏撞康难沽Ψ植家灿凶畔灾挠跋?随着边界层厚度与空腔深度之比?D的减小,空腔的流场类型有向闭式穴流动转变的趋势.     

大迎角试验数据精度及影响因素分析

着重分析了粗糙带、偏航角β、模型抖动以及滤波频率、采样时间和样本长度等因素对于大迎角试验数据精度的影响.结果认为:常规试验采用的滤波频率会导致关键气动信息的丢失,滤波频率的选取尤为重要;弯刀系统的横向刚度是影响大迎角数据精度的一个重要因素,试验中如何降低其横向刚度的影响是一难点.     

单边膨胀喷管内流动分离非定常特性

结合聚焦纹影和动态压力测量技术,对基于特征线法设计的单边膨胀喷管(SERN)不同落压比(NPR)条件下喷管内流场结构和壁面压力进行了试验测量,通过壁面压力时域和频域综合分析获得了喷管内流动分离非定常特性。结果表明:过膨胀状态下单边膨胀喷管内流场结构具有明显的非对称特征,喷管上壁面流动分离模态为受限激波分离(RSS),而下壁面流动分离模态为自由激波分离(FSS);相比于FSS模态,RSS模态下出口附近壁面压力振荡更剧烈。喷管上、下壁面压力标准差峰值均在分离点附近,且概率密度函数分布向一侧偏斜或出现双峰现象。RSS模态下,激波运动呈明显低频特性;FSS模态下,激波非定常特性不仅受回旋区压力扰动的影响,且受分离剪切层的影响。      

高速风洞腹部支架干扰工程计算方法

一种计算高速风洞腹部支架对模型纵横向气动力干扰量的工程方法，可以非常方便地分析腹支的位置、厚度、后掠角等几何参数对干扰量的影响。与支架干扰实验结果的比较表叨，本方法可以用作为选择腹支位置及几何外形参数的理论工具。     

高速风洞超大迎角试验技术初步研究

大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。     

细长体大迎角压缩性效应试验分析

采用尖拱细长体模型,在高速风洞中完成了压缩性对大迎角非对称流动影响的试验研究。试验迎角范围为10°～50°,M数范围为0.4～1.2。试验结果表明:压缩性对非对称流动的产生和发展过程不产生本质影响,但影响非对称的强弱和发展速度;当横流Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而增加,当Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而减弱;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明：合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

内埋弹舱舱门气动特性研究

在高速风洞中对内埋弹舱舱门气动特性进行了试验研究,给出了马赫数等于0.6时的静/动态试验结果。静态试验结果表明:舱门表面存在较强的气动噪声,其前缘附近的声压级与舱底最大声压级量值相当;舱门气动载荷随舱门开启角度变化剧烈,δ≈30°时舱门气动载荷最大。动态试验结果表明:舱门开启/关闭过程中的气动载荷随St数变化明显;舱门开启与关闭过程中的气动载荷存在显著差异。