非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.     

侧喷干扰高温燃气效应讨论

在实验或计算中,通常采用冷喷流（或某种程度上的等效气体喷流,或无反应多组分混合气体喷流）开展侧喷干扰研究,这种处理方法在具有轨迹控制发动机的未来先进飞行器的设计中可能会产生问题。简要回顾了侧喷干扰气体模型对力和力矩影响的实验和计算研究成果,针对满足实际应用需求的大喷流动量比情形,开展了冷喷流、无反应气体喷流和反应气体喷流计算模型对典型锥-柱-裙外形的力、力矩以及侧喷干扰区域内气动加热峰值影响的研究。结果表明:无喷流条件下,反应对力和力矩的影响非常微小;开启喷流后,3种气体模型的法向力差异约4%~15%,力矩差异大于20%。冷喷流不能用于预测侧喷干扰峰值热流,反应气体喷流干扰峰值热流计算结果比无反应混合气体高13%。满足应用需求的大喷流动量比侧喷干扰的力学特性和峰值热流分布,均需开展复现高温燃气效应的实验验证。     

比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段,开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下,纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示,混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素,在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。     

横向喷流干扰/控制研究进展

横向喷流与飞行器的推进、机动、分离、防热和隐身等问题密切相关.笔者简要分析了横向喷流干扰流动的特点和研究重点,对国内外研究现状和进展进行了综述,分析了目前仍面临的主要技术困难和制约研究成果工程化的主要因素,并提出了发展和完善相关试验技术的建议.     

高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术.试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况.结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见.     

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍,地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量,在经过进一步细节优化后,将形成成熟的试验能力,并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。     

跨声速风洞扩散段数值模拟

运用时间相关的全隐ＡＦ方法,计算二维及轴对称亚声速高速扩散段内流场。流动控制方程使用全Ｎ－Ｓ方程。湍流模型选择了Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,和两层κ－ε二方程模型。经过同国外实验结果的比较,证明本文计算结果合理。在此基础上,计算了中国气动力研究与发展中心２．４ｍ×２．４ｍ引射式跨声速风洞第二扩散段在不考虑喷流干扰及常规运行状态下的流场。     

圆锥激波与平板边界层干扰的数值模拟研究

为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响,使用两方程Menter-SST模型,针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。     

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8.结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失.     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的.风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据.     

高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的“归零”干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1D(D 为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1D 级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用“归零”修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的“归零”修正更适合于在0.1D 级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5D 级间距下均不宜采用“归零”修正方法。     

两种特殊CTS试验技术的研究

介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况。研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类。     

高效合成射流激励信号的实验验证

在水槽中对合成射流控制圆柱分离进行了实验研究,射流出口为狭缝,由圆柱后驻点向下游喷射.为了进一步提高合成射流的控制效率,笔者采用了一种改变合成射流上下半周期时间比的高效合成射流激励信号.实验表明:对于采用标准正弦信号的普通合成射流,随着基于射流出口平均速度的雷诺数ReU的增大,圆柱后缘分离区变小,分离点推后.当ReU约大于430时,圆柱后缘分离区消失,绕流可完全再附.伴随合成射流的吹吸,圆柱后缘尾迹出现周期性的张合现象,从而抑制了卡门涡的脱落.采用高效合成射流激励信号,固定ReU,减小正弦信号形状因子k,合成射流的控制效率降低;k增大到足够高时,合成射流出口速度和诱导涡量强度大幅增加,使控制效率得到显著提高,从而很好地验证了这种高效合成射流激励信号对合成射流控制效果的影响.     

横向喷流引起的三维复杂干扰流场结构研究

研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图。     

热喷流红外辐射特性的测试实验研究

以模型实验方法对热喷流的红外辐射特性进行了测试实验研究．着重介绍了以通用红外仪器组成的红外探测系统，对热喷流的红外辐射进行实验的测试方法和实测结果。得出了热喷流的红外辐射能的空间分布，热喷流的红外辐射光谱，热喷流辐射能按波段分布比例以及二元喷管与圆喷管的热喷流辐射特征比较等一系列测试结果。测试实验结果表明，测试系统和测试方法是有效的，由实测数据进行综合分析，得出了有意义的结果，并与理论分析相吻合。本文为热喷流的红外辐射特性测试，提供了一种可供借鉴的探测系统和测试技术。     

侧向喷流单、双喷管气动特性研究

在CARDC-5的高超声速推进风洞中,采用空气作为喷流介质对双锥柱体模型的单、双喷管侧向喷流干扰进行了对比实验研究.实验状态为:马赫数6、飞行高度H=54km、迎角α=0°~6°、滚转角y=0°~9°.实验结果表明:(1)单喷推力放大因子在1左右,力矩放大因子略小于1,喷流干扰影响较小;(2)双喷管流场因为喷流相互干扰的作用,其各放大因子变化量较单喷更稳定;(3)在此高度及模型外形条件下,不管是单喷管还是双喷管,喷流干扰对其自身推力影响不大.     

Theoretical and Experimental Investigation of Laser Milling Assisted with Jet Electrochemical Machining

In laser milling assisted with jet electrochemical machining （LMAJECM）, the source of energy is a pulsed laser beam aligned coaxially with a jet of electrolyte, which focuses optical energy on the surface of work- piece. The impact of jet of electrolyte develops a state-of-art work to perform operations such as electrolytic etch- ing, effective cooling, and transportation of debris. Therefore, a special jet cell is designed to obtain stable jet as to be a kind of noneontact tool, i. e. , electrode. According to the theoretical model of on-off pulse time process, laser machining and electrolytic anodization are simulated by finite element analysis （FEA） method. Grooves on a 0.5 mm thick 321 stainless steel sheet produced by LMAJECM is performed with pulsed Nd：YAG laser at the second harmonic wavelength. Compared with laser milling under ambient atmosphere conditions, the recast layer and burrs are effectively diminished. And the accuracy of depth is dedicated to laser milling, whilst that of width is dominated by jet electrochemical machining. It is demonstrated that LMAJECM can be a highly potential approach for fabricating 3-D micro components.