风洞整流孔板流动CFD边界条件建模

风洞设计中,普遍采用孔板、金属网等构件进行整流。但孔板流动很复杂,一般只能依据经验并开展引导性试验进行设计与优化。随着CFD技术的发展,风洞设计自然也希望能利用CFD技术,但孔板等复杂构件的流动对此造成很大挑战。通过忽略孔板大量微小开孔中的流动细节,仅考虑多孔板的宏观效应,建立了一种反映多孔板宏观效应的CFD计算边界条件模型,极大缩减了计算规模,并结合2m×2m超声速风洞引导性试验进行了初步计算应用,取得了一定的效果。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。     

专用跨声速风洞开孔壁试验段设计数值模拟

 在跨声速范围内,战斗机内埋式武器弹舱流场具有强烈的非定常特征。为获得准确的试验数据,需要对我国唯一的2 m量级以上的2.4 m×2.4 m引射驱动式跨声速风洞开孔壁面试验段进行适应性改造。通过采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对引导风洞试验段设计方案进行评估优化,以获得最佳设计结果。与采用马赫数为1.4的喷管和开孔壁面试验段时的试验结果相比较,文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。对设计方案的数值研究结果表明,前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量,后过渡段引射缝开度明显影响分离特性,对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。     

连续式跨声速风洞大开角段整流装置设计数值模拟

采用阻尼网对大开角段内的气流分离进行控制,并合理设置其参数,是工程上有效的方法之一。为验证阻尼网工程设计方法的可靠性,以0.6m连续式跨声速风洞为背景,通过数值模拟,对工程设计方法的初步结果进行了验证,并在此基础上结合大开角段布置环境对阻尼网参数进行了优化。由计算结果知,采用方案3-4(两层阻尼网损失系数分别为1.6和1.0)时,大开角段出口截面的速度均方根偏差值(RMS)为14.5%;考虑布置环境影响,调整两层阻尼网损失系数至0.8和1.0时,RMS值为16.2%。研究结果表明,阻尼网工程设计方法结合数值模拟可以有效地应用于大开角段整流装置的设计,达到了抑制大开角段内气流分离,降低压力损失,提高出口速度均匀性的设计目标。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

0.6m连续式跨声速风洞槽壁试验段数值模拟

为验证0.6m×0.6m连续式跨声速风洞开槽试验段设计方案和流场指标实现程度,通过数值模拟对试验段高亚声速和低超声速流场特性进行了研究,将全槽与半槽方案进行了对比。计算表明：当前气动设计方案较为合理,试验段均匀区长度、流场偏角能够达到设计要求。在高亚声速条件下,半槽方案更优;通过抽气可以建立低超声速流场,抽气量过大时会降低试验段马赫数均匀区长度,使用全槽方案时试验段对驻室的扰动更小。对再入调节片附近的流场分析表明,开槽附近的流动具有明显的非定常特征。     

Busemann进气道风洞实验及数值研究

为了获得Busemann进气道的流场特性和总体性能,利用内锥形流场生成了设计马赫数为5．3,收缩比为8的具有乘波构形的Busemann进气道,对该进气道进行了数值模拟和Ma为5．3的吹风实验,实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力,分析了进气道的压缩特性和乘波特性,获得了进气道的基本性能参数。实验结果表明：该进气道流量系数为0．58,出口马赫数1．4,总压恢复0．217,增压比37．6。     

多斜孔板气膜冷却性能试验研究

针对8种不同孔板结构的多斜孔板,应用传质/传热相似方法,进行了流量系数和冷却效果的试验研究。结果表明,BRF15449型孔板的冷却性能最好;气膜分布显著受非均匀主流条件影响;必须在航空发动机环境下进行测量,才能得到可靠的性能数据。     

燃烧加热风洞中水蒸气相变的数值研究

采用带有非平衡相变模型和考虑高温气体效应的平衡流动模型的数值方法,模拟了燃烧加热高超声速风洞中燃烧生成的水蒸气在喷管流动中发生相变的物理过程,研究了水蒸气凝结对下游流场参数的影响和凝结后气流进入试验段时尖劈模型斜激波后发生液滴蒸发两种典型情况.研究表明,凝结产生的潜热使试验气流参数偏离初始设定的风洞出口模拟流场;在流场中产生的凝结激波,将加剧凝结对风洞出口参数的均匀性的影响;对出口马赫数为6的喷管,为了模拟静温为220K的高超声速飞行环境,水蒸气的凝结将难以避免;带液滴试验气流经斜劈压缩后液滴蒸发,斜激波     

风洞自由飞实验测量M=5，10^o半锥角尖锥、钝锥气动动稳定特性

超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果（M=5）：会产生锥动失稳，甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100％。借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究（这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响，模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致）观察到一个现象：改变飞行器尾部流动状态，有利于控制锥动失稳。简单10^o半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后，锥动失稳（M=5）得到控制。     

弹簧在下肢外骨骼重心调整中的应用

通过对外骨骼在一个步态周期中重心变化的分析,提出髋关节使用螺旋弹簧结构设计来调整重心高度的方法,使负荷重心在行走过程中维持一个水平高度,减少额外的能量消耗。通过外骨骼的受力分析和等升角圆锥螺旋弹簧疏圈理论,提出一种弹簧选取的设计计算方法,计算的结果说明设计的可行性和方法的正确性。     

高速有迎角圆锥绕流底部复杂流动结构研究

在非零攻角下,圆锥外形底部流动将失去轴对称性,其流动结构将显著区别于零攻角工况。本文以Reentry-F飞行器飞行试验中高度为37.5 km、马赫数为19.13的工况为基准工况,利用数值模拟方法开展了5°半锥角圆锥外形非轴对称层流底部流动结构研究,分析了来流攻角、马赫数、雷诺数等因素对底部流动结构以及底面热流、压力等参数的影响规律。研究结果表明：与零攻角时的锥形回流区不同,非零攻角下回流区为非规则形状,且回流区长度较零攻角大幅减小,最大减小了44.6%。随着攻角增大,底部涡与前体背风侧涡发生相互作用,导致回流区长度随攻角增大呈现先减小后增大再减小的非线性变化规律;模型底面的无量纲压力、斯坦顿数峰值总体上呈现先减小后增大的趋势。随着马赫数增大,流动的可压缩性增强,小尺度的涡面及波系结构减少,回流区长度单调减小,无量纲压力和斯坦顿数峰值则分别呈单调增大、单调减小的变化趋势。雷诺数对波系结构的影响相对较小,随单位雷诺数增大,黏性效应减弱,回流区背风侧凹陷逐渐增强,回流区长度单调增加,无量纲压力及斯坦顿数峰值均单调减小。     

亚声速三角翼俯仰振动涡结构及升力特性研究

本文介绍在暂冲式三声速风洞中实现了非定常流动的多片光蒸汽屏显示技术和测力技术,并用这两项技术研究了亚声速时70°后掠三角翼模型俯仰振动的非定常流动现象,探讨了由于三角翼模型俯仰振动产生的涡结构与纵向气动力特性之间的相关关系.     

圆锥脉冲等离子体诱导流场特性分析

对等离子体诱导流场特性进行研究,有利于解决双稳态非对称分离涡带来的连续比例控制困难的问题。在封闭光学玻璃箱体内,应用介质阻挡放电等离子体对20°顶角圆锥附近静止大气进行了定常和脉冲循环控制,对等离子体诱导的圆锥截面绕流速度场进行了二维PIV测量,对定常控制和脉冲循环控制下最大绕流速度及最大轴向涡量进行了比较分析。实验结果表明：相对于定常控制模式,脉冲循环控制下沿垂直于圆锥截面对称面径线分布的时间平均切向速度和轴向涡量范围较广;在脉冲循环控制下,动量传递的主要表现在离散涡的形成而不是气流的加速。     

战术导弹大迎角高M数绕流特性分析

某战术导弹高马赫数大迎角蒸汽屏流动显示和测力试验先后在中国空气动力研究与发展中心0.6m跨超声速风洞中进行,本文给出了M数为0.8、2.0、4.0,模型迎角为20°、30°、40°时的部分结果.结果表明:模型在大迎角下出现十分复杂的涡系图像;随着M数或迎角的增加,涡的尺寸及其离弹身的高度都增大;当模型状态对称时,流动图像基本上是对称的,而当模型状态不对称时,流动图像也不对称.测力结果与流动显示图像结果具有较好的一致性.     

高超声速圆锥边界层转捩数值研究

以类似于处理湍流脉动的方式来模型化非湍流脉动,考虑湍流的间歇性特征及引起超声速流动失稳机制,研究包括转捩起始位置及转捩区范围的高超声速流动转捩问题,发展可反映扰动模态和可压缩性影响的两方程SST转捩/湍流模式.针对尖锥模型,在马赫数6、攻角O°～2°时,采用第二模态(Second-mode)机制,预测并比较完全层流态、完全湍流态,以及自然转捩发展过程中的表面热流、表面摩阻等气动特性.     

某重型燃气轮机燃料喷嘴工作特性试验研究

对某重型燃气轮机燃料喷嘴的工作特性进行了试验研究.主要测定了该燃机喷嘴组在1.0MPa压力下工作时每个喷嘴的流量特性,通过数码照相和计算机图像处理测定各喷嘴的喷雾锥角,利用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)和激光多普勒测速仪(LDV)测量雾化粒度SMD.分析试验结果,得出了一些有重要价值的数据和结论,为燃机喷嘴的研制和改进提供了重要依据.     

应用激光蒸汽屏技术对跨超声速大攻角战术弹气动特性研究

本文应用激光蒸汽屏方法揭示了在跨超声速进,战术弹模型大攻角下的空间流态,同时,分析了旋涡和涡系干扰。     

基于可调文氏管的液氧流量闭环控制特性研究

针对液氧供应系统流量精准控制困难的问题,开发了一套流量闭环控制系统并应用于液氧供应系统中.为实现系统按预设目标流量进行输出,进行了四类试验:无控制试验、流量闭环控制试验、PID参数影响试验与流量阶跃调节试验,研究了贮箱压力、液氧温度、针锥位置、调节范围与PID参数等因素对液氧流量闭环控制特性的影响.结果表明,通过反馈实时测得的液氧质量流量,流量闭环控制系统控制可调文氏管节流面积变化,实现了液氧流量±1%的精准控制,解决了由于系统压力波动及液氧温度变化等原因导致的液氧流量供应不稳定的问题,并实现了液氧在5∶1流量变比内的精准阶跃调节.