自由活塞激波风洞的入射激波衰减

自由活塞激波风洞产生的入射激波在行进过程中存在较大衰减,这种现象不仅降低了风洞喷管贮室的焓值、压力的量值和平稳性,而且也制约了风洞有效试验时间。针对自由活塞激波风洞结构特点,试图揭示入射激波衰减的主导原因。在忽略一些偶然性随机性因素后,重点对黏性衰减和反射膨胀波作用两个因素的影响进行了分析和比较。结果表明,在风洞主膜片打开时刻,活塞前脸与主膜片之间的短促距离,加剧了反射膨胀波的影响,在很多情况下,这是导致激波衰减的更为主要的因素。出于降低激波衰减和延长风洞有效试验时间的实际工程需要,提出了变截面活塞压缩器的设计构型。随后的理论研究显示,该构型能够实现活塞充分减速并达到安全速度,被压缩气体(驱动气体)能够形成平稳的压力/温度平台,满足激波管驱动需要。     

飞行中附面层转捩的流动显示与测量技术

阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性;介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法;给出了Ｆ－１４Ａ飞机用热膜,附面层耙,液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果,并对以上四种测量结果者了对比分析,指出了各自的优缺点,说明热膜法能精确地确定飞行状态下机翼附面层转捩位置;附面层也能比较精确地进行测量,且能提供与表面摩擦仍关的参数,液晶法能人出附面层转捩的整体图形,表面总压管不能确切地指     

华中科技大学Φ0.5m马赫6 Ludwieg管风洞设计与流场初步校测

高超声速风洞是研究高超声速空气动力学关键问题的重要手段，但是常规高超声速风洞建设和运行成本偏高，不利于深入开展高超声速飞行器部分空气动力学基础问题研究。本文以低成本研究型高超声速风洞设计为目标，基于Ludwieg管设计原理，开展了Φ0.5 m口径马赫数6高超声速Ludwieg管的气动设计。首先采用数值手段对储气段、快开阀以及Laval喷管设计进行了分析，重点关注了采用弯曲储气段的Ludwieg管风洞非定常启动过程，之后使用皮托耙和皮托管等对风洞实验段的自由来流进行了初步校测。结果表明，采用快开阀主控的Ludwieg管高超声速风洞可以获得良好的流动品质，弯曲储气段虽然会影响膨胀波系的传播强度，但对其传播速度以及风洞的流场品质影响不大；风洞初步校测的数据显示，该风洞的来流马赫数分布品质优良，且来流压力脉动幅值低于德国与美国同类管风洞。该研究为设计低成本、大口径、研究型高超声速风洞提供了参考，可服务于高超声速空气动力学关键气动问题的实验研究。     

湍流附面层壁面摩擦应力的测量方法

 本文讨论了不可压和可压湍流附面层壁面摩擦应力的测量方法,对Presto管、Stanton管、底层隔板、表面热膜和计算Preston管法进行了校准和测量比较。     

非均匀来流下等压力梯度曲面压缩系统的试验研究

根据激波和膨胀波理论,设计了Ma=5.3等压力梯度曲面压缩系统。在Ma=3.85和Ma=5.3的小高超风洞完成均匀来流试验,并利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流等压力梯度曲面压缩系统性能试验。试验发现:均匀来流下,试验模型壁面压力均按照等压力梯度规律分布,但来流马赫数Ma=5.3时出口流场均匀性较差;非均匀来流下,大量的附面层吸入不仅影响壁面压力不再呈等压力梯度分布,而且对出口流场均匀性影响也极大。      

侧壁附面层对涡轮平面叶栅试验结果的影响

用VKI- 1叶型组成的涡轮平面叶栅分别在德国哥廷根的EGG平面叶栅风洞和我所的超、跨声速平面叶栅风洞上进行了试验研究。录取了叶片表面压力分布、叶栅尾迹测量数据等。此外用皮托管测量了叶栅进口的总压分布及附面层厚度。作者阐述了侧壁附面层特别是附面层的位移厚度对涡轮平面叶栅流场的影响 ,并给出了相应的修正系数。这两个风洞的试验结果与其它欧洲叶栅风洞的试验结果作了比较。     

高速风洞起动特性数值模拟

为获得高速风洞起动过程中的流场结构变化特性,采用数值模拟方法,使用二维轴对称模型对Φ 05 m高速风洞喷管段、试验段和扩压器段的流场特性进行了研究,控制方程为黏性可压缩非定常Navier-Stokes方程。对试验段马赫数为5和10两种状态下的流场建立过程进行了对比,结果表明,在风洞起动过程中,喷管内的附面层很厚,激波与附面层相互作用形成复杂的激波结构。试验段马赫数为5时在喷管段形成正激波,试验段马赫数为10时自喷管段形成激波串,起动压比低于按照正激波理论所计算得到的压比。激波串的起动速度较正激波慢,但稳定性较正激波好。起动过程中,气流发生过度欠膨胀,波前瞬时马赫数远大于喷管的设计马赫数。喷管出口的自由射流与收集器作用复杂,收集器溢流对试验段建立稳定的流动起关键作用。     

爆轰驱动膨胀管性能研究

超高速流动一般指速度超过5 km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战。膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD)通过将正向爆轰驱动技术和膨胀管结合在一起,建成了可实现最高速度10 km/s超高速试验气流的爆轰驱动膨胀管(JF-16),并开展了典型模型试验。在此基础上对JF-16进行了改造升级工作,为其设计喷管增加了膨胀风洞运行模式,对其性能进行了相关试验测试研究。同时,对膨胀管相关数值方法进行了介绍,并开展数值模拟对试验状态进行辅助诊断和分析。     

“蚌式”进气道附面层扫除特性风洞试验

以某低、高速风洞为平台,设计搭建了“蚌式”进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了“蚌式”进气道鼓包表面附面层扫除特性。研究结果表明:在相同的来流马赫数下,随着流量系数的增大,鼓包表面附面层的扫除能力逐渐减弱;在亚声速工况的绝大多数流量范围内,鼓包表面压力系数沿鼓包中心线对称分布、压力梯度变化明显,且在不同截面沿主流方向具有增大的特征,鼓包构型对附面层扫除效果较强;超声速工况下具有明显附面层扫除能力的流量范围明显小于亚声速工况,进气道唇口形成的弓形激波是影响鼓包表面不同位置压力梯度变化的主要因素,进而决定着附面层扫除特性。在接近来流马赫数18及以上飞行工况下,附面层的扫除能力减弱,附面层分离加强,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。     

基于膨胀波效应的高超声速进气道肩部流动分离控制研究

为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离，从膨胀波及激波理论出发，推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式，获得了影响斜激波诱导分离的主要因素：膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上，开展了膨胀波效应影响下的流动分离控制研究，给出了膨胀波效应影响下斜激波诱导分离的判别及预测方法。结果表明：增大激波入射点处膨胀角梯度，可以显著减小甚至消除肩部流动分离；随着激波角增大，激波强度及逆压力梯度增加，分离区尺寸显著增大。而波前马赫数对分离区尺寸的影响不显著；在进口马赫数3.57～5.18，唇罩角度6°～10°范围内，当激波入射点处逆压比梯度小于250 m-1时，斜激波诱导的流动分离消失，可为改善超声速/高超声速进气道内流道流动分离提供技术支撑。     

跨声速压气机性能计算中的激波损失模型

在分析了跨声速叶型内激波与附面层相互作用及波系形状的基础上,建立了一种考虑了激波与附面层的相互作用及栅内流动状况的跨声速叶栅激波结构的数学物理模型,并提供了一种可靠评估跨声速叶栅激波损失的方法。     

型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计

型面旋转的变马赫数可调风洞喷管因其能够实现出口马赫数的连续快速变化、调节容易和流场品质较好等优点,成为目前地面变马赫数风洞研究的热点。将出口马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数风洞喷管作为研究对象,基于iSIGHT和Fluent等软件搭建了适于该风洞喷管的优化设计平台,研究了型线设计中设计点马赫数、初始膨胀线和附面层修正量等因素对变马赫数出口流场的影响,应用NSGAⅡ算法在依据试验设计点所构建的Kriging近似模型上搜索,得到最优的风洞喷管基准型线,并对该基准型线进行二维、三维数值仿真校核,结果显示：通过旋转优选得到的基准型线能够得到马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数出口流场,且流场均匀性基本满足固定型面、单设计点风洞喷管的国军标（GJB-1179-91）合格指标,为变马赫数可调风洞喷管在变马赫数风洞中的实际应用奠定了良好的基础。     

非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究

通过理论分析和风洞实验,对工作在前体附面层内的侧压式进气道,研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法,分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中,波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现,采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面,在４种非均匀来流下的特性较好。马赫５．３的非均匀流风洞实验结果表明,等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道,在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好,总压恢复略高     

高压燃气涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析

采用气热耦合方法对采用径向内冷方式的MarkⅡ型跨声速高压燃气涡轮金属导叶进行数值模拟,通过分析叶片通道内的传热和流动过程发现叶片表面附面层内流动非常复杂,包含层流流动、转捩和湍流流动状态,所以只有使用转捩模型计算的叶片附面层内流动与实际情况相符,叶片壁面温度和换热系数分布与实验结果吻合的较好,使用其他湍流模型由于不能准确描述附面层内流动而使得计算结果误差相对较大,但是所有的湍流模型都能很好的模拟附面层以外流动.      

膨胀管风洞活塞驱动关键技术初步研究

介绍了膨胀管风洞运行原理、组成及其驱动方式比较,对适合于膨胀管风洞的活塞驱动关键技术进行了初步研究。结果表明:采用背负式环向进气的活塞驱动技术方案,可简化活塞驱动器的结构设计,降低活塞驱动器制造难度,节省厂房面积;活塞本体采用分体设计除了降低使用成本外,还可降低撞击力峰值,减轻或避免活塞撞击对设备本体的损坏;隔振和滑动密封连接,降低设备运行冲击载荷对测量结果的影响,提高膨胀管风洞测量数据质量。     

基于侧向膨胀影响爆震波的自持机理

为了研究受侧向膨胀影响时爆震波的传播特性及自持机理,在实验段对比分析了当量比(0.70~2.25)和波前预混气高度(1,2,3cm)对爆震波自持传播能力的影响.实验表明:波前预混气高度越高、预混气活性越强,则爆震波抵御侧向膨胀影响的能力越强,速度亏损越小,自持传播能力越强.运用Fay流体扩张理论,Dabora和Murray速度亏损理论,并结合Zeldovich-von Neumann-D?ring(ZND)模型对受侧向膨胀影响的爆震波激波角、界面角和速度亏损进行理论预测,证明Dabora的理论预测与实验值吻合很好,且发现若要受侧向膨胀影响的爆震波自持传播,则其速度亏损的极限为7.0%~11.0%.      

移动质量作用下膨胀波发射装置的振动响应分析

为研究膨胀波发射装置的振动响应, 根据膨胀波发射装置的发射机理及结构特点, 将弹丸及惯性炮尾视为移动质量, 考虑两者刚性运动与发射身管弹性振动间的耦合作用, 联立膨胀波发射装置内弹道方程, 建立了计及弹丸及惯性炮尾实际运动规律的动力学方程.通过离散求解, 给出了膨胀波发射装置发射过程中身管的振动响应及炮口位置处的运动学效应, 为提高弹丸射击精度及与机身的一体设计提供了必要的理论参考.      

Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术

Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流,被广泛用于高超声速(马赫数6及以上)基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及,但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见,制约了实验人员对超声速空气动力学问题的研究。本文以拓展德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg管风洞到马赫数3流域为例,详细介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的设计技术。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞在传统Ludwieg管风洞的结构基础上额外引入一个Laval喷管(第一段Laval喷管)和稳定段,并重新设计试验段对应的Laval喷管(第二段Laval喷管),最终获得超声速流动。文章首先介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的空气动力设计原理;之后分别介绍了不同部件在这种风洞上的优化设计方法;最后,针对这种风洞的独特设计特点,对其将来的发展方向以及科研应用背景进行了展望。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞基于常规的Ludwieg式管风洞改建而成,在继承原Ludwieg管风洞优点的同时,以极低的成本拓展了原风洞的运行速域,极其适合高校和科研机构用于开展超声速空气动力学的基础实验研究。     

高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究

针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术（SISF）应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。     

超高速高焓流动研究进展

本文介绍了中国科学院高温气体动力学重点实验室在超高速高焓流动模拟技术和试验方法方面取得的研究进展.文章主要包括三部分研究内容:第一部分是关于发展先进的超高速试验模拟技术,包括爆轰驱动高焓激波风洞和爆轰驱动高焓膨胀管.高焓激波风洞产生的超高速气流速度的范围是3.5km/s～6.0km/s,高焓膨胀管能够模拟速度为6.5km/s～10km/s的超高速气流.第二部分介绍高焓激波风洞喷管流场诊断结果,用来检验喷管产生的超高速流场的流场品质及其与飞行条件的差异.第三部分是关于超高速流动的试验方法和数值技术研究,包括高焓流动中真实气体效应对飞行器俯仰力矩变化的影响;热化学反应流动中表面催化效应诱导的气动热变化规律;喷管流场的气流非平衡效应对试验结果可能产生的影响.