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.     

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。     

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。     

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.     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响.研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利.此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义.     

侧向喷流干扰工程估算模型研究

喷流的直接力控制适用于全速域和全空域,具有响应快、效率高等特点,是控制飞行器飞行的有效手段之一。喷流与飞行器流场的相互干扰十分复杂,准确地获得喷流干扰气动力非常困难。笔者调研了国内外大量的喷流实验和局部凸起物干扰的分离流动实验,利用二维平板及轴对称凸起物绕流的分离特性,初步建立了计算喷流干扰的工程模型。该模型可计算喷流穿透高度、分离区长度、二维分离区边界、分离区平台压力系数,并可对分离特性进行三维修正。利用这一模型,笔者进行了某飞行器的超声速喷流的气动干扰特性计算,并与数值计算结果进行了比较。     

跨声速风洞模型试验非线性洞壁干扰修正方法研究

简要介绍了ＣＡＲＤＣ高速所结合风洞试验和ＣＦＤ两种手段,发展的跨声速三维非线性洞壁干扰修正方法。该方法采用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程模拟模型的绕流场,以实测的跨声速透气壁附近的压力分布作为风洞流场的边界条件,数值求解模型的风洞流场和自由流场,由两者之差得到洞壁干扰对模型气动力的影响。通过流场可视化软件可直观方便地分析洞壁干扰对跨声速模型绕流的影响。该方法已应用于七个模型在几种不同风洞试验段中的跨声速洞壁干扰修正,结果令人满意。     

汽车风洞支撑干扰扣除方法研究

借鉴航空风洞镜像法原理,提出一种针对汽车风洞支撑气动干扰扣除的方法.在汽车风洞中完成汽车模型和天平支撑连接或分离的两次风洞试验,得到了汽车模型的气动力和支撑对汽车模型的干扰力之和.为了扣除模型支撑对汽车模型气动力测量的影响,在进行风洞试验的同时,应用CFD软件进行工况完全一致的数值仿真,计算模型支撑对不同车型气动阻力的影响.最后,通过归纳的修正公式将数值仿真获得的影响数值转化为汽车风洞试验的影响数值,获得汽车风洞试验的最终阻力系数结果.结合风洞试验和数值仿真的研究结果表明两种方法互相验证,互相补充,可以解决汽车风洞试验时支撑干扰扣除的实际工程问题.     

地效翼风洞试验支架干扰数值分析

对地效翼移动地面风洞试验研究中的支架干扰进行了数值模拟和分析。分别对独立地效翼,带支架的地效翼及独立支架进行了数值模拟,计算采用可实现的κ-ε模型,通过求解定常不可压N-S方程,得出地效翼及支架周围流场分布情况。对几组计算结果比较分析了支架和地效翼的空气动力及由于干扰引起的空气动力,发现支架与地效翼之间的相互干扰随着地效翼迎角的增大而增强,如果忽略流动干扰造成的空气动力变化,地效翼升力误差很小,但阻力误差相对较大。同时对有干扰下和没有干扰下的流场进行了对比,分析了支架对翼尖涡流动及绕机翼流动的干扰。翼尖涡在地效翼翼尖附近的发展在0.5犮范围内基本不受支架的干扰;除支架对流场产生干扰外,移动带区域以外的固定地面附近粘性流动也对绕地效翼流动有一定的影响。本研究分析了风洞试验结果的可靠性,为地效翼风洞试验优化设计和地面效应风洞试验研究提供了参考。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种.多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同.针对这种情况,Φ1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究.试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷.结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同.     

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。     

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。     

矩形喷管内外喷流流场的数值模拟

基于 Ｆｒａｖｅ 平均的 Ｎ Ｓ方程和 Ｂ／ Ｌ 湍流模型,采用了 Ｊａｍ ｅｓｏｎ 格式和 Ｍ Ｕ Ｓ Ｃ Ｌ 格式,对外流在亚声、超声和零 Ｍ ａｃｈ 数三种状态时矩形喷管的喷流流场进行了数值模拟,探讨了内外喷流及喷管内的流动特征,并与实验数据进行了比较,计算结果与实验结果吻合较好,验证了计算所使用的 Ｎ Ａ Ｐ Ａ 软件的可靠性,从而为用计算流体力学的方法模拟具有两股来流的三维湍流流场提供了一种有效的手段。     

共轴刚性旋翼悬停状态气动干扰机理

建立了一个基于Navier-Stokes(N-S)方程的共轴刚性旋翼气动干扰数值模拟方法。应用运动嵌套网格技术模拟双旋翼反转运动。通过与试验值对比,验证了方法的有效性。分析了共轴刚性旋翼悬停状态的气动性能和流场特征,结果表明,双旋翼气动干扰主要来自4个方面:双旋翼尾迹涡相互诱导引起"涡诱导效应",使上旋翼气动性能优于下旋翼;双旋翼周期性相遇-离开过程中桨叶附着涡干扰引起"载荷效应",对应拉力周期性升降波动;双旋翼相遇时"厚度效应"使双旋翼拉力产生相反的脉冲波动;上旋翼尾迹涡与下旋翼桨叶碰撞引起垂直"桨-涡干扰效应",使下旋翼桨叶展向拉力分布受到干扰。     

等离子体气动激励诱导空气流动的PIV研究

为了揭示等离子体气动激励与边界层相互作用的物理机制,作者进行了等离子体气动激励诱导空气流动的PIV研究.实验结果表明:毫秒、微秒等离子体气动激励诱导空气流动以“启动涡”和“壁面射流”的形式出现;当激励电压为12kV时,最大诱导速度约为3m/s;激励电压越大,“启动涡”和“壁面射流”的强度越大;脉冲激励的作用强度和作用范围要强于定常激励.该结论为提高等离子体流动控制的作用能力提供了指导.     

基于等离子体合成射流的飞翼布局模型主动流动控制风洞实验研究

为探究等离子体合成射流对三维模型的流动控制效果和机理,在中等展弦比飞翼布局模型前缘布置等离子体合成射流激励器开展低速风洞实验研究。通过六分量天平测力,考察沿弦向、展向不同分布位置的等离子体合成射流对飞翼模型气动力和气动力矩的作用;采用PIV（Particle Image Velocimetry,粒子图像测速）测量模型表面流场分布,研究等离子体合成射流流动控制机理。结果表明:在飞翼模型单侧布置等离子体合成射流,能够有效改善其气动特性,并能产生附加的滚转力矩,滚转力矩系数变化量最高达到0.009;在飞翼模型左右弦布置等离子体合成射流,能显著增强飞翼模型横向稳定性,滚转力矩系数波动范围减小66.7%。沿弦向,等离子体合成射流位置离前缘越近,控制效果越好,距前缘0mm的激励器控制效果最好;沿展向,布置的等离子体合成射流越多,对模型的升力特性改善作用越明显,布置方式以均布为优。在失速迎角前后,等离子体合成射流的流动控制机理不同:在小迎角下,等离子体合成射流在前缘起到了使转捩提前的作用;在失速迎角附近,则加速了分离区的流动、减小了分离区厚度。     

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.     

矩形管湍流冲击射流场的PIV实验研究

湍流冲击射流在工程和军事工业中都具有广泛的应用。采用粒子图像测速(PIV)技术,在射流雷诺数为20000和喷口-冲击板间距为4倍喷管水力直径的条件下,对矩形管湍流冲击射流场进行了实验测量,得到了主射流区和冲击区附近测量截面上的平均速度和涡量分布。结果表明,由于射流的卷吸及其与环境流体之间的相互作用,使得射流边界处具有很高的涡量;在流场的流出区域存在一个显著的回流区,这是半封闭冲击射流场的特征结构之一。     

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。     

微型飞行器研究用极低速风洞的特点

用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到.因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题.在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为φ100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞.其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速.给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据.