飞船外形高超音速流场N-S方程数值解

用二阶迎风TVD格式求解N-S访方程,对简化的飞船外形高超音速粘性绕流进行了数值模拟。给出了物面压力分布及流场结构,与实验及其他计算结果符合较好。计算表明,肩部圆弧半径对后体流场影响较小,但严重影响肩部附近热流分布。当肩部圆弧半径是头部半径的20％时,肩部热流低干驻点处热流;半径为5％时,肩部热流超过驻点处热流30％。     

炮风洞中进行高温喷流底部热流,压力测量试验

本文介绍了在北京空气动力研究所炮风洞Ｍ数为６、７、８的气流中进行具有高温喷流的模型底部热流和压力测量试验的有关试验技术，试验结果表明底部对流热流和压力测量值随外流Ｍ数增大而减小，他们都大于无外流时的测值。辐射热流不受外流影响。     

高超音速进气道的附面层问题

本文论述了高超音速进气道所面临的严重附层面问题,高超音速附面层的特点,高超音速附面层对进气道性能的影响,影响附面层转捩和厚度的诸因素.对如何控制和改善附面层及在设计高超音速进气道时如何考虑附面层因素,亦提出了一些初步看法.     

高超音速流场与结构温度场耦合计算

采用松耦合方法对高超音速流动与结构温度场进行耦合计算。流场空间离散采用AUSM+格式,时间离散采用隐式LU-SGS方法。结构温度场求解采用控制容积法。分析了高超音速圆柱表面热流和结构温度场的变化。通过与实验结果对比表明了本文流固热耦合计算方法的准确性。     

烧蚀外形气动加热及压力分布实验研究

本文叙述了在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中进行的烧蚀外形气动热环境试验研究。实验所用的自由流状态为:M_∞=7.90～12.40,Re_∞/m=1.3×10~7～4.3×10~7。共研究了7种不同的外形。这些外形都是先进的端头再入过程中可能出现的典型形状。研究的重点是凹陷外形。测量了模型表面的热流和压力分布,并进行了纹影流场显示。研究了马赫数及雷诺数的影响,还对粗糙度的影响进行了实验。     

高超音速湍流分离激波结构不稳定性的实验研究

用铂膜电阻温度计测量了前向台阶诱导激波与湍流边界层相互作用流场中的表面热流率脉动。试验条件是:自由流马赫数为7.8,单位长度雷诺数为3.5×10~7米~(-1)。给出相互作用区平均热流率和脉动热流率分布。结果表明:在激波诱导的高超音速湍流分离流中,激波结构是不稳定的,产生一个间歇区域。在间歇区中,表面平均热流率由未扰动湍流边界层的热流信号和低频高幅热流脉动迭加而成,出现一个极大值。相互作用愈强,愈大,间歇区域愈长。     

标定五孔气动探针的风洞及测控系统设计

五孔气动探针常用于风洞或旋转机械内流场的三维速度、总压及静压测量,为标定五孔气动探针,设计用于标定五孔气动探针的小型低速风洞,改变探针俯仰角和偏转角的二自由度旋转台,并编制了基于Labview的测控软件,对所制作的五孔探针进行了标定试验。结果表明风洞和测控系统可以进行五孔气动探针的标定试验,所制作的五孔探针偏转角和俯仰角的有效测量范围可达到-24°～24°。     

三维高超声速喷流干扰流场的数值模拟

采用ＬＵ隐式方法求解了有限体积法离散的完全Ｎ－Ｓ方程,数值模拟了三维高超声速喷流干扰流场。计算中采用了Ｊａｍｅｓｏｎ的当地极值递减（ＬＥＤ）格式和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,与实验结果相比较,数值方法对附体流动计算较准确,对分离区附近流场计算有一定误差。     

非均匀流等溢流角设计高超侧压进气道

工作在前体附面层内的高超侧壁压缩进气道,来流的非均匀性应该是进气道设计的一个重要依据。按经典的附面层理论和等溢流角设计准则设计了侧壁压缩角为６°,前缘型线为圆弧的变后掠角高超侧压式进气道模型,在Ｍａ５．３／Ｍａ４风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道性能试验。试验发现,在相同的来流附面层条件下,圆弧前缘进气道相对于直前缘进气道喉道处的压力畸变小、进气道总压恢复高。     

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     

三种静气动弹性发散方法的一致性分析和验证

 介绍了 3种静气弹发散方法 (柔度法、模态法、颤振法 ),并对这 3种方法的一致性从理论上进行了分析和证明。使用这 3种方法对 5个平板机翼模型的发散速度进行了计算,其实际发散速度也从低速风洞试验中获得。通过对比计算结果和各模型风洞试验结果,进一步验证了这 3种方法的一致性。另外,还提出了在模态法和颤振法中基于发散特征向量的结构模态选取原则。     

钝锥有攻角分离流动的数值模拟及其分析

本文定性分析了开式分离的性状,并对钝锥有攻角超声速绕流的开式分离作了数值模拟。分析指出,开式分离可能存在两种形态,第一种分离线的起点为正常点,第二种分离线的起始为鞍、结点(包括螺旋点)的组合。对于第一种形态,分离线的起点是横向分离的起始点,除分离线外,分离面上的流线不是从分离线的起点发出的。对文中计算的情况,流动属第一种开式分离。计算证实了定性分析的结论。计算和分析均指出,对第一种开式分离,在分离的起始区域,分离流面尚未卷曲,但在下游,则变成卷曲面。文中还研究了围绕物体的流管在分离诱导下的变形情况。     

跨音速翼型和机翼的反设计计算方法

给出一种跨音速翼型和机翼的反设计计算方法。对所应用的积分方程反方法引入人工粘性项;采用Riegels因子法消除前缘奇性;对强激波问题采用光滑-松弛过程;并将方程中的系数积分成解析形式;对二维翼型反设计计算还提出了一种封闭形式的正则化条件。算例结果表明,该方法对跨音速翼型和机翼设计是一种有效的工具。     

进气畸变模拟网的设计与试验验证

介绍在涡喷发动机地面试车台上利用金属丝网模拟进气道畸变流场的技术基础、设计方法及三个实例的验证试验结果,表明应用本设计方法制作的三种畸变模拟网均达到了较高的模拟精度,可以满足进气道／发动机相容性评定的工程使用要求。     

跨声速粘性流中的翼型设计与分析

本文采用一种数值方法设计和分析跨声速翼型。几个算例表明,对于激波/边界层弱干扰和强干扰情形,该方法的结果与风洞实验值吻合良好。但是,当翼型表面出现分离时,两者的差别较大。     

Advances in critical technologies for hypersonic and high-enthalpy wind tunnel

Hypersonic and high-enthalpy wind tunnels and their measurement techniques are the cornerstone of the hypersonic flight era that is a dream for human beings to fly faster, higher and further. The great progress has been achieved during the recent years and their critical technologies are still in an urgent need for further development. There are at least four kinds of hypersonic and high-enthalpy wind tunnels that are widely applied over the world and can be classified according to their operati...     

碱金属引射对尾流化学动力学和电子密度的影响

用把碱金属（Na）加入到空气尾流中进行数值模拟的方法,研究了碱金属引射对高超声速尾流化学动力学和电子密度的影响。采用的化学反应模型为包括O2、N2、O、N、NO、NO＋、Na 、Na、O2-及e-的10组元模型。计算结果表明,碱金属引射,使尾流电子数密度增加1～3个量级。计算结果与文献中的数据符合较好。