一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

用不同化学反应模型对煤油超声速燃烧的数值分析

采用单步不可逆有限速率化学反应模型,同时结合离散液滴模型、概率密度函数紊流燃烧模型的混合分数平衡化学反应模型,对煤油在双模态燃烧室内的燃烧进行了数值分析。通过比较数值计算结果与实验结果,说明计算所采用的模型是有效的。在给定的计算条件下,与单步不可逆有限速率化学反应模型相比,结合了离散液滴模型的混合分数化学反应模型更能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧,并且集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽火焰稳定器增强了燃料的混合和燃烧,使燃烧效率在燃烧室出口达0.880 6。      

吸附式压气机叶栅气动性能计算模拟研究

为考察附面层吸附技术在压气机静子势流区叶型上的应用,采用流场数值计算方法对吸气叶栅流场进行模拟.结果表明:(1)对于高亚声速压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除可提高叶栅的扩压度,但不一定能减小流动损失.(2)对于中亚声压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除不仅可提高叶栅的扩压度而且能减小流动损失.(3)如果叶片吸力面靠后缘处有流动分离,吸气位置在分离区的上游较远处可抑制分离,若在分离区附近可能不利于抑制流动分离.      

高亚声速喷流近场的流-声关联

针对马赫数为0.9的圆口喷流,采用大涡模拟计算流场与声场,在与直接数值模拟(DNS)和实验数据比对验证的基础上,分析了中心线和剪切层湍流脉动信号与声信号的相关性,并进一步对中心线上温度信号进行相关性研究。结果表明:相关系数在中心线上势流核末端附近出现峰值,说明该处的湍流脉动信号对声压信号有重要贡献,而这一区域的流动的间歇性与对流速度均较高。同时,声压与中心线上的温度脉动和温度梯度径向分量的脉动也有较高相关性,但与温度梯度轴向分量的脉动相关性较低,表明在模拟的温度比下轴向温度梯度对近场声压贡献较小。     

某高亚声速鸭式导弹超临界对称翼型设计研究

为改善高亚声速导弹气动性能,提出了超临界对称翼型概念。该翼型具有前缘钝圆,表面平坦,型面面积大等特点。在跨声速、小攻角状态下,翼型表面大部分区域为超声速区,有效防止了激波出现并减轻了边界层分离程度,进而提高了阻力发散马赫数和升阻比。针对某高亚声速鸭式导弹,采用CFD(computational fluid dynamic)软件求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法和基于翼型特征的参数描述(PARSEC)方法优化设计了一种超临界对称翼型,并将其应用于鸭舵和尾翼设计。最后,进行了导弹全弹外形的跨声速风洞试验。结果表明:使用超临界对称翼型的高亚声速导弹具有良好的升阻特性。     

小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性

小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一，其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象，采用延迟脱体涡模拟（DDES）方法以及动力学模态分解（DMD）方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性，分析运动失稳机理，探索失稳运动控制方法。研究表明：飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为，头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构，其中旋涡破裂点以St=0.12～0.23的频率沿涡轴振荡，螺旋波频率在St=1.16～2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好，摇滚运动出现在俯仰角24.5°～26°，滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现，背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时，对自由摇滚运动控制效果不明显，外侧副翼向下打开30°时，自由摇滚现象能够得到较好的抑制。     

NASA开发亚声速研究验证平台

实验空气动力学的研究工作主要依托风洞试验进行。由于条件限制,风洞试验往往需要采用缩比模型,这样可能导致尺寸效应等问题的发生,无法模拟真实情况下的雷诺数、噪声等级和边界条件等,造成试验测试结果的失真。飞行研究试验平台的出现为解决这类问题创造了条件。     

悬停状态下旋翼噪声声源反演的正则化方法

根据旋翼辐射的气动噪声求解气动声学反问题，给定合理的旋翼表面载荷并结合声类比方法得到观测点的信号，以此进行表面载荷反演。对建立的大型不适定性方程组采用奇异值分解结合正则化方法进行求解，为克服反演结果存在的数值振荡，采用多项式函数来表示未知量，并引入库塔条件作为先验信息。结果表明:理想条件下，该方法得到的旋翼表面的压力分布更接近输入值，尤其在载荷分布较大的叶尖区域，考虑干扰噪声影响后，该方法得到的展向截面吸力峰位置的最大相对误差从15%减小到4%。      

基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学（CFD）和计算 航空声学（CAA）相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟（LES）计 算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有 限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法 的可行性。数值结果表明：发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集 中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000~2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓, 到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。