进气道旋流模拟及测量的风洞试验研究

利用设计的叶片式旋流发生器,在某小型低速风洞中进行了整体涡旋流、局部涡旋流、对涡旋流的模拟．对三孔探针、五孔探针进行了标定,对所模拟出的旋流进行了测量。风洞试验结果表明：发动机进口前2倍直径处安装旋流发生器可保证旋流的强度最大;设计的旋流发生器可产生28°的整体涡旋流;旋流发生器叶片攻角对旋流强弱的影响较为明显;不同叶片布局方式可得到不同形式的旋流流场;旋流的诱导速度对旋流中心位置有较大的影响;三孔探针用于测量旋流时受径向偏转气流的影响,时有不稳定现象。     

进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。     

进气道旋流的模拟及试飞中的测量与评价

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,研制了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.通过数值模拟、风洞试验逐步验证了叶片式旋流发生器的有效性,分析了各种可调参数对旋流发生结果的影响.提出了飞行试验中可行的旋流评价指标以及测量方案,并应用于风洞试验以进行验证.数值及试验结果表明:①所设计的旋流发生器可产生整体涡强度达28°的旋流;②叶片数、叶片攻角对旋流发生效果的影响最为显著;③通过不同的叶片布局方式可模拟出各种典型的旋流结构.      

进气道旋流发生器的设计与数值模拟

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,设计了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.利用CFD数值模拟技术,对旋流发生器进行了各种组合的流场计算,分析了可调参数对旋流发生结果的影响.结果表明,所设计的旋流发生器能够产生整体涡强度达8°～22°的旋流,叶片数对旋流整体涡强度的影响最为显著.     

进气道出口噪声测量初步研究

本文给出了进气道出口噪声测量的初步研究结果。     

新机试飞中的进气道旋流测量

测量新机试飞中的旋流及稳、动态压力畸变，即可全面评审进气道／发动机的相容性。根据进气道流场分析，建立一种适合于空中使用的旋流测量技术，并提出了解决问题的途径，介绍了Ｔ８７探的设计、性能、特点、试验结果。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2．0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2．0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。     

内流涡控技术--反进气道旋流措施的预研

进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重要扰动参数。在发动机稳定性和性能方面，进气道旋流的效应不可忽视。从飞机总体布局、发动机设计和进气道设计入手，研究了现存战斗机对旋流的防止和反抗措施。     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

Experimental and computational investigation of hybrid formation flight for aerodynamic gain at transonic speed

The influence of the wing-tip vortex of leading aircraft on energy savings, quantified by formation aerodynamic force fraction of the following aircraft, is studied at transonic speed for a matrix of leading aircraft’s vortex locations. The research model adopts the hybrid formation of medium and large aircraft. The leading aircraft is scaled by 2.1%, and the following aircraft is scaled by 1.4%. An aerodynamic benefit “map” is developed to determine the optimum location of the following aircraft relative to the leading aircraft wake and to compare with experimental results, thus validating the use of CFD for the formation flight at cruising speed. The response surface model of aerodynamic gain effect relative to formation parameters is established via numerical calculation and wind tunnel test. The optimal formation parameters and the setting criteria of the study model are optimized. Results show that the wing-tip vortex of large aircraft significantly increases lift and reduces drag on the medium-sized aircraft following it. Reduced drag slightly increases with the flow direction position. With the increase of flow direction distance, the peak area moves from 15% of wing-tip overlap to 20% of overlap. In addition, the maximum drag decreases about 16%, and the maximum lift increases about 12%. The lift drag ratio of the optimal position is increased by 27%, which is twice as large as that of the same scale ratio aircraft formation. Results show that the increase of lift is mainly caused by the increase of suction peak and suction range.     

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。     

高焓激波风洞有效试验时间的诊断

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温真实气体效应以及再入物理问题的有效试验装备,但是激波风洞的试验时间较短,且随着气流焓值的提高大幅降低,仅为几毫秒,因此试验测试数据曲线中有效时间段的分辨十分重要,它直接影响到试验结果的可靠性及精度。鉴于此,采用压力测量、静电探针测量、非接触光学测量和热流测量的方式,针对中国科学院力学研究所JF-10高焓激波风洞16 MJ/kg总焓、7700 K总温的流场状态,对比研究了风洞喷管的起动时间以及有效测试时间。试验结果表明:静电探针测量方法最为有效地分辨了喷管起动时间段、有效试验时间段以及驱动气体的到达; JF-10高焓风洞在16 MJ/kg的状态下,喷管起动时间约为1.3 ms,风洞有效试验时间约为2 ms。     

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。     

旋风式燃气过滤器的冷流实验和内流场模拟

为了考察某导弹系统燃气发生器的旋风式燃气过滤器的除尘特性，对其进行了冷流实验研究，对除尘效率进行了模拟测量，并应用多流体模型的IPSA算法对其内流场进行了三维两相的数值模拟。计算结果与实验结果较符合，计算得到的分离界限粒径为2μm--3μm。     

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。     

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.     

低层房屋屋面平均风压的风洞试验和数值模拟

对我国沿海地区常见低层双坡房屋模型进行风洞试验,获得屋面平均风压分布;同时对相同形状的实际建筑采用数值模拟方法计算了屋面的风压分布。结果表明数值模拟和风洞试验结果在整体趋势上吻合较好。这表明数值模拟方法可以和风洞试验相结合,为低层房屋的抗风设计提供参考依据。结果还表明,该类房屋的屋檐、屋脊和山墙顶边等房屋外表面拐角区域有高负压、高负压梯度出现,特别是迎风向挑檐部分的上下表面的净风压会较大,因此会对挑檐产生较大的升力,这在沿海多台风地区的低层房屋设计时应特别注意。     

充水压力容器超高速撞击特性试验与仿真研究

通过试验和数值仿真研究铝球以约2．5 km/s的速度撞击球形充水压力容器的撞击特性,容器为先充约80％的水再充2．0MPa氮气的球形不锈钢压力容器。结果表明：超高速撞击充水压力容器的主要损伤为穿孔和爆裂;铝球撞击穿透容器后在水中减速明显,未对容器后壁造成明显损伤;压力容器的工作压力相同时,在相近的撞击参数下,设计压力小的压力容器更易发生爆裂。研究结果可为在轨航天器上的压力容器设计和空间碎片防护提供参考。