旋转弹体马格努斯效应数值模拟方法研究

旋转的弹体通常会存在马格努斯效应,严重影响飞行稳定性和弹道轨迹。提出基于旋转壁面法的多对称面弹体旋转效应数值模拟方法,无需借助动网格和多参考系模型,仅需要将旋转速度附加壁面,即可使用定常方法模拟马格努斯效应;同时,使用SOCBT标准弹体模型对该方法进行验证分析。结果表明:计算值与试验值吻合较好;由于旋转引起的附面层堆积以及大攻角分离效应、激波的干扰,计算时附面层的网格节点要足够密,并且应该针对不同的攻角选择精度与效率兼顾的计算模型。     

船尾形状对旋成体马格努斯效应的影响

尖头旋成体和船尾形状是子弹、炮弹及火箭弹等抛射体上常用的布局形式。研究表明船尾布局具有减小底部阻力、增大射程的作用,但此时旋成体的马格努斯效应增大,对运动稳定性产生不利影响。为了解释这种流动现象,对三维旋转弹流场进行了数值模拟,对从亚声速到超声速下的旋成体马格努斯力和力矩进行了分析,重点对标准形状和船尾形状两种底部进行了比较。结果表明,相对于标准形状,在所有来流下船尾形状都起到了增大马格努斯效应的作用,并且马格努斯力和力矩与船尾角成正比。为了揭示其流动机理,选择代表性计算状态对两种布局马格努斯力矩系数分布、边界层厚度分布和边界层位移厚度分布进行了对比分析,结果表明,在亚跨声速下船尾马格努斯效应由绕拐角的加速流动引起,使当地压力系数幅值增大;在超声速下船尾马格努斯效应由船尾段的气流膨胀引起,使旋成体左右两侧的边界层位移厚度畸变增大。上述两种效应都使马格努斯力矩增加,对于亚声速流动来说,该效应发生在柱段与船尾段连接位置;对于超声速流动来说,该效应发生在连接点以后的船尾段上。当来流速度在声速点附近时,上述两种效应都可能发挥作用,使船尾形状的旋成体马格努斯效应大幅增加。     

Effect of an end plate on surface pressure distributions of two swept wings

A series of wind tunnel tests was conducted to examine how an end plate affects the pressure distributions of two wings with leading edge(LE) sweep angles of 23° and 40°. All the experiments were carried out at a midchord Reynolds number of 8×10~5, covering an angle of attack(AOA) range from -2° to 14°. Static pressure distribution measurements were acquired over the upper surfaces of the wings along three chordwise rows and one spanwise direction at the wing quarter-chord line. The results of the tests confirm that at a particular AOA, increasing the sweep angle causes a noticeable decrease in the upper-surface suction pressure. Furthermore, as the sweep angle increases, the development of a laminar separation bubble near the LEs of the wings takes place at higher AOAs. On the other hand, spanwise pressure measurements show that increasing the wing sweep angle results in forming a stronger vortex on the quarter-chord line which has lower sensitivity to AOA variation and remains substantially attached to the wing surface for higher AOAs than that can be achieved in the case of a lower sweep angle. In addition, data obtained indicate that installing an end plate further reinforces the spanwise flow over the wing surface, thus affecting the pressure distribution.     

Effects of tube system and data correction for fluctuating pressure test in wind tunnel

The accuracy of fluctuating pressure test in wind tunnel is affected by the tube system. By employing contradistinctive experimental method, systematic study was conducted to investigate the effects of the tube system on fluctuating pressure. The analyzed tube system parameters include tube length, inside diameter, curvature, deflection angle, thickness, material, restrictor length, restrictor inside diameter, and restrictor place. It is found that all the tube system parameters mentioned above except tube curvature have non-negligible effects on fluctuating pressure. Based on the research results, test methods were presented for the fluctuating pressure measurement in low-speed wind tunnel, which can obviously improve the data accuracy but not lose test efficiency. The effectiveness of the method is verified by the wind tunnel test.     

弹丸旋转空气动力效应非定常数值模拟

准确计算马格努斯力和力矩对旋转弹箭设计、弹道计算和稳定性研究都至关重要。采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对高速旋转的SOCBT弹丸进行了数值模拟,纵向气动特性在整个攻角范围内都较好地与试验值保持一致,而侧向气动特性马格努斯力和力矩在小攻角范围与试验数据吻合较好,在大攻角范围却存在一定的差异。采用延迟分离涡模拟(DDES)方法的计算结果有较为明显的改善,对比研究表明分离点位置对马格努斯效应有着显著影响。表明DDES方法对于提高旋转弹箭马格努斯效应的数值模拟精度有较大的潜力。     

采用几何方式组合壁面压力/马赫数分布的弯曲压缩面

根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.     

高温燃气流风洞非稳态运行过程实验和数值模拟研究

针对热考核用高温燃气流风洞运行过程中的非稳态过程开展研究,采用风洞实验与数值计算相结合的方法研究了风洞整体起动、扩压器背压抬升、关机三种过程中喷管、实验舱和扩压器内瞬态流动特性。实验结果揭示了燃气风洞诸多有趣的瞬态现象,且披露了一手实验数据。而通过数值计算能较好地复现上述瞬态现象;借助数值计算能合理地解释试验现象产生的原因;还能捕捉实验中无法观测到的现象;此外还评估了该风洞扩压器的抗反压裕度在10kPa以上。因此,数值方法是研究大型燃气风洞瞬态流动特性最重要的辅助手段。该研究可为类似风洞运行调试提供借鉴,并为风洞实际运行提供数据支撑。     

叶栅风洞出口处孤立叶片吸力面全域压力分布测量

应用自主建立的压力敏感涂料测量系统对固定在跨声速叶栅风洞出口下档板处的大弯度孤立叶片吸力面进行了表面全域压力分布测量尝试,基于涂料实验校准的特性曲线和图像后处理技术,获得了叶片表面压力分布状况。     

高马赫数多体分离试验技术研究与应用

为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。     

体育场看台挑篷的风荷载及干扰效应分析

针对一个典型的体育场看台挑篷,进行了刚性模型风洞试验,确定其平均风压和脉动风压,通过对挑篷升力系数的讨论,分析其上下表面风压和风压合力的分布规律.并考虑临近山体对挑篷的气动干扰,分析有、无干扰体情况下升力系数的不同分布规律,采用干扰因子对比分析山体对左右两个挑篷风压的影响,同时采用脉动干扰系数来分析干扰对挑篷脉动风压的影响,得出一些具有重要参考价值的结论.     

测压孔径对下沉安装压力传感器测量的影响

对于高超声速飞行试验,飞行器在飞行过程中产生的气动加热会使其表面安装的传感器烧坏并导致试验测量失败。传感器下沉安装可以避免其与飞行器周围的高温气体直接接触,减轻传感器的热载荷。采用下沉安装传感器的方式对高超声速边界层的脉动压力进行了试验测量,研究了测压孔径对脉动压力特性的影响。结果表明,随着孔径增大,脉动压力强度减小,流场相关性增强。传感器下沉安装会引起空腔流动,随着孔径的增大,空腔流动对脉动压力测量的影响降低。在频带10~20 kHz范围内,测压孔径仅仅影响脉动压力强度,在频带1~10 kHz范围内,测压孔径对脉动压力波形周期的影响更为显著。非线性耦合将能量由高频小尺度向低频大尺度传递,导致发生自相互作用和非线性相位耦合的流动结构趋向低频,随着孔径增大,非线性相位耦合消失。此外,孔径越大,不同尺度结构的能量分布与齐平安装的相似性越高。     

98RK电子压力扫描系统

美国PSI公司开发的98RK电子压力扫描系统作为一种高速高精度多用途婚自动测量仪器，在风洞试验中具有很高的使用价值。本文介绍了该系统的结构性能和在NH-1风洞中的应用。     

矩形高层建筑平均风压的风洞阻塞效应试验研究

基于同步测压技术,在同济大学TJ-2建筑风洞中进行了单体矩形高层建筑的阻塞效应试验研究。对阻塞度为4.1%、6.1%、8.4%、10.1%的刚性建筑模型在低湍流均匀风场中进行了测压试验,对结果进行了对比分析。主要研究了阻塞效应对模型表面平均风压特性的影响。试验结果表明:在均匀流中,阻塞效应对模型迎风面平均风压系数的影响较小,除靠近角部测点外,影响幅度不足5%;阻塞效应使模型侧面、背风面和顶面平均风压系数降低较为显著,但平均风压系数分布规律没有明显变化。此外,基于风洞试验结果提出了均匀流中矩形高层建筑平均风压的阻塞效应修正公式。     

压气机转子叶片表面动态压力测量的探索研究

将一个Kulite动态压力传感器埋入轴流压气机转子叶片50%叶高、25%轴向弦长位置,对该点吸力面动态压力进行了实验测量,并与CFD数值模拟结果进行了对比,为今后进一步测量转子表面静压分布和动态压力脉动积累了丰富的经验。实验中数据采集系统固定在压气机转轴上随其一起旋转,可以对压力信号直接进行采集、放大并存储。结果表明：①叶片表面静压实验测量值与计算结果吻合较好,说明测量结果是可信的;②可以成功地捕捉到转子叶片表面的非定常压力脉动,测量点非定常压力脉动的周期与转子转动周期相同。     

捷联制导旋转弹制导信息提取研究CSCD

以捷联式半主动激光导引头为研究对象,研究其应用在旋转弹上制导信息的提取方法。根据坐标转换关系得到旋转弹惯性系视线角解耦模型,由于导引头和速率陀螺仪具有测量误差特性,直接解耦得到的制导信息会产生较大的误差。基于视线角解耦模型的非线性,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)的方法对测量信息进行滤波处理,估计出目标的位置,从而得到捷联式半主动激光导引旋转弹的制导信息。将扩展卡尔曼滤波方法与α-β滤波方法进行对比分析,得到扩展卡尔曼滤波方法对捷联式半主动激光导引旋转弹制导信息的估计精度更高,收敛更快。     

复杂大跨屋面脉动风压风洞试验研究

介绍了复杂大跨屋面的脉动风压风洞试验研究方法和广州国际会议展览中心屋面脉动风压风洞试验的结果，并对结果进行了分析。分析表明：风压系数平均值分布规律性明显，能体现屋面流场分布情况；均方根值则在一定程度上反映出气流分离和旋涡脱落情况。复杂大跨屋面上表面主要分布为负压，迎风边缘及突出部位较大，低凹处及尾流区域较小；下表面风压分布具有钝体外形的特点，内压的大小与开门状态有关。     

基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算

Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中.      

不同压力下微秒脉冲表面介质阻挡放电流场实验

采用粒子图像测速（PIV）技术,在不同空气压力条件下,测量了微秒脉冲等离子体气动激励诱导流场的演化过程,分析了不同压力下的流场启动涡、流场结构和壁面射流.根据实验数据计算研究了诱导力随压力变化的空间分布趋势.实验结果表明:常压下和5500Pa压力下产生一个启动涡,19000Pa和11700Pa压力下产生两个启动涡.稳定流场结构随压力减少分别为L型、∽型和V型.压力减小,诱导流场对等离子体气动激励的响应时间减少,射流切向距离变短,距壁面法向距离增加.最大诱导力随压力降低减小,x坐标逐渐向表面介质阻挡放电（SDBD）激励器靠近.      

分离双箱高低雷诺数涡振的试验研究

为了给现代大跨度桥梁抗风设计提供准确的依据,有对其涡振性能和减振措施的有效性进行分析.在同济大学TJ-1和TJ-3进行的分离双箱高低雷诺数涡振试验,通过四十多个工况试验的详细比较,发现在低雷诺数条件下,涡振存在于较大的阻尼比区间范围内,振幅较大且相应的锁定风速区间较宽;而在高雷诺条件下,涡振仅在阻尼比较小时存在,且其振幅也较小.而导流板的减振效果在高低雷诺数试验中表现出差别,且与攻角有关.     

压气机转子叶片表面动态压力测量的探索

将一个Kulite动态压力传感器埋入轴流压气机转子叶片50%叶高、25%轴向弦长位置,对该点吸力面动态压力进行了试验测量,并与CFD(计算流体动力学)数值模拟结果进行了对比,为今后进一步测量转子表面静压分布和动态压力脉动积累了丰富的经验.试验中数据采集系统固定在压气机转轴上随其一起旋转,可以对压力信号直接进行采集、放大并存储.结果表明:①叶片表面静压试验测量值与计算结果吻合较好,说明测量结果是可信的;②可以成功地捕捉到转子叶片表面的非定常压力脉动,测量点非定常压力脉动的周期与转子转动周期相同.