基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰,研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程,数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态,通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上,分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算,结果表明：扣除尾翼气动力后,有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致,俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系;对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线,发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围,不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为,在飞机初期设计和选型阶段,螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰,可简化为滑流单向对尾翼产生影响,尾翼对滑流的影响可以忽略。     

飞机尾流控制的SPIV实验研究

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV（体视粒子图像测速技术）系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D／3C（二维／三分量）数据,给出了三种不同尾翼情况（两种有尾翼情况及一种无尾翼情况）下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。     

喷流对飞机尾流涡影响的试验研究

飞机产生的尾流涡,特别是大尺度的翼尖涡,对尾随其后的飞行器是非常有害的,本文旨在探索利用飞机发动机产生的喷流加速尾流涡消亡的方法。试验采用简化的飞机模型(有尾翼),建立了包含一对翼尖涡及一对反向旋转的尾翼涡(通过以负迎角安装尾翼得到)的4涡尾流系统。在无外来扰动的情况下,不同的尾翼设置下得到的尾翼涡对翼尖涡的作用效果不同,有的能导致翼尖涡提前消亡,有的则不能。考察了不同强度的喷流对不同4涡尾流系统的影响,且作为对比,对无尾翼(2涡系统)及无喷流下的各种情况也分别作了观测。试验在拖曳水槽中进行,运用体视粒子图像测速(SPIV)技术,观测了与模型拖曳方向垂直的、从机翼后缘到下游约45翼展间均布的一系列切面。结果表明:当喷流直接作用于涡时,其效果主要取决于两者之间的初始距离及相对强度;而当喷流作用于整个4涡尾流系统时,其引入的扰动对不同的系统均能起到一定程度的改善作用,这种作用的关键在于利用喷流优化对翼尖涡进行扰动的机制,而不仅仅取决于喷流的强度。     

尾翼攻角对斜背式轿车气动力特性影响的研究

以简化的斜背式轿车模型为研究对象,以商用计算流体力学软件STAR-CD为工具,利用移动边界条件进行三维数值模拟,计算了加装尾翼前和加装尾翼后两种车速下的车身阻力系数和升力系数,并通过与试验结果的对比,验证了数值计算结果的正确性。计算结果表明,尾翼的加装可以改善尾流结构,从而使气动力特性得到改善。     

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。     

杂质对尾流化学动力学和电子密度的影响

本文研究杂质对尾流化学动力学与电子密度的影响。这种影响是通过把杂质(Na、H_2O、F_2、C_2F_4)加入到空气尾流中,进行数值模拟计算而获得的。化学体系是由26种粒子,35个化学反应组成的。为了独立地判断各类化学反应(杂质)的作用,把复杂的化学体系分解为由简到繁的九个化学子体系,它们是:Air、Air-Na、Air-F_2、Air-C_2F_4、Air-C_2F_4-F_2、Air-H_2O-Na、Air-F_2-Na、Air-C_2F_4-Na、Air-C_2F_4-F_2-Na。计算结果表明,杂质对尾流电离起着明显的影响,特别是Na,它能使纯空气尾流电子密度增加1～3个量级。另外也表明,与Air-F_2子体系一样,Air-C_2F_4子体系的电子衰减的主要机理是F_2、F对电子的吸附反应,该反应产生大量F~-离子,同时清除了尾流中大部分电子。     

Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究

在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。     

带尾翼干扰的喷管- 后体一体化流场数值模拟

当飞行器处于高亚声速或者是跨声速飞行状态时,其喷管-后体部分一般都会产生相当可观的气动阻力。为研究喷管-后体的气动特性,使用WJ2000显式代数雷诺应力模型和CG K-epsilon 2方程模型对几种单发带尾翼、不带尾翼的喷管-后体模型在外流马赫数Ma=0.9时进行了数值模拟。计算结果表明:尾翼的干扰是有利于减小喷管阻力的;除了无尾翼模型外,尾翼错位布置的喷管-后体模型的总阻力是最小的,这主要是因为同位布置的尾翼本身会产生较大的压差阻力;后体形状对喷管-后体流场也有重要影响。     

飞机尾涡系Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

以飞机起降过程中主翼和尾翼产生反向涡系存在相互作用的事实为背景,设计了一套反向双漩涡发生装置。通过改变两涡的位置关系与初始涡强度比值,采用流动显示与粒子成像测速(PIV)技术,对涡系相交不稳定性的作用特性进行了研究。结果表明:小涡的引入改变了主涡原有运动轨迹,合理地引入小涡的位置与小涡的强度,对主涡能量的衰减有明显的促进作用,但它们之间不呈现明显的线性关系;涡空间运动轨迹的分析,对未来完善机场起降控制模型有一定借鉴意义;实验结果也为飞机整体设计提供了一定参考依据,在满足飞行力学的设计基础上,优化整体气动布局对降低飞机尾流强度有显著的影响。     

侧向风速对飞机尾流运动的影响

为了使机场雷达能实时探测和定位飞机尾流,对飞机飞行环境进行合理假设后提出了一个仿真尾流的保守被动模型,该模型能很好地描述尾流中水蒸气等物质的运动演化规律。综合考虑大气环境中风速对尾流的影响,利用该仿真模型对尾流进行了实时仿真,得到了不同侧向风速情况下,不同时刻尾流的状态分布等重要特性。通过分析侧向风速对飞机尾流运动过程的影响,证明了当侧向风速为1.0~3.0 m/s时是最危险的,所得结论可为飞机飞行过程中避免尾流的影响提供理论依据。     

再入飞行器尾迹流场及其雷达散射效应研究

对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程，以修正基尔方法（多值法）求解，用一阶Ｂｏｒｎ近似完成亚密雷达散射截面（ＲＣＳ）计算。计算中使用８组元混合空气、１４个非平衡化学反应模型，考虑５种不同尺度的小钝头锥形物体，沿再入轨道取６５至３４公里，共１３个高程的飞行条件。通过计算得到了再入体尾迹各流场参数、电子密度分布及湍流亚密尾迹的ＲＣＳ。结果说明再入钝锥细长体粘性尾迹的转捩特性对于等离子体的散射性质具有决定性的作用；再入弹头尾迹等离子体对地面单站雷达发射波的回波主要来源于尾迹湍流亚密的非相干散射；对确定的波长，当环境雷诺数达到临界值之后，可能出现ＲＣＳ的突增现象；不同物形及来流条件造成尾迹转捩位置的改变，从而影响ＲＣＳ的数值及其沿轨道的分布；改变尾迹颈部初值会引起ＲＣＳ值的明显变化。     

电弧风洞内球锥全目标绕流场计算分析

针对电弧风洞高焓气体来流条件,通过数值求解三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析无烧蚀球锥全目标绕流场真实气体效应.考虑空气电离化学反应系统,包含7个化学组元和6个反应方程.差分算法是隐式NND格式.依据实验来流条件,计算了不同壁温及不同壁面催化特性下的流场结构和电子数密度,观察了来流非均匀性的影响.结果表明.尾迹区对模拟条件较敏感,其电子数密度随壁温降低而升高,完全催化壁的电子数密度约比非催化壁低近一个量级,实验状态的计算应采用风洞实际来流条件,     

高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响

通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。     

模型烧蚀对尾迹电子特性影响的计算和实验研究

 基于气动物理研究的需要,针对高焓风洞的来流特点,采用计算和实验相结合的方法研究聚丙烯烧蚀对尾迹电子密度的影响。结果表明：计算结果可以有效模拟实验状态,电子密度的模拟精度有很大提高,误差在一个量级内;聚丙烯烧蚀可以降低尾迹的电子密度,但幅度不大,在2倍左右,其与选择模型材料的催化特性降低幅度相当;对电弧风洞的成功改进和非稀薄流静电探针诊断技术的应用,是尾迹电子密度测试的前提保障。     

钝体化学非平衡粘性流数值模拟

用有限差分法求解Ｎ Ｓ方程,数值模拟了二维钝楔头部和近尾迹非平衡化学反应流场。模拟条件为Ｍａ∞＝２５,飞行高度ｈ＝７０ｋｍ,半楔角θ＝２０°,钝度比为０６０;气体组分为７个组元,共１１个化学反应式。头部流场结果与已有计算结果符合较好。在Ｍａ∞＝２５条件下,底部近尾迹较大区域内具有较高的温度和较大的电子密度,且下降趋势缓慢。     

模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索。风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km／s。实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验。实验结果表明：烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度。     

高超声速锥模型及其尾迹电磁散射实验研究

介绍了利用X、Ka波段雷达系统在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上开展了金属锥模型和开槽锥模型及其尾迹的电磁散射截面积（RCS）实验研究,模型底部直径12mm、半锥角和头部半径分别为12.5°和1.0金属锥模型速度大于6km/s,飞行环境压力为6.8kPa;开槽锥模型速度5.4km/s,飞行环境压力7.5kPa,雷达测量方式为X波段单站,Ka波段单站。实验结果表明：在等离子体绕流场包覆模型时,获得的锥模型单站X波段RCS、单站Ka波段RCS的实验结果与数值计算结果较为吻合;锥模型的单站后向电磁散射主要集中在模型头身部区域,尾迹散射相对较小。     

高超声速等离子体流场混沌特性的实验分析

本文采用耗散系统的混沌动力学方法,分析处理了ＦＤ０４电弧风洞超高速等离子体流场实验中多道扫描探针的实验数据。分别给出了无锥体流场和有锥体尾迹等离子体流场的相关维数和Ｋｏｌｍｏｇｏｒｏｖ熵值的分布。该分布清晰地刻划了流场的湍动和分层结构。用Ｋｏｌｍｏｇｏｒｏｖ熵极小值方法,观测到了锥体尾迹流场的主激波结构。     

锥体高超声速尾流辐射特性

应用显式有限差分法求解了轴对称尾流边界层方程,求出高超声速锥体尾流化学非平衡流场。在求得温度、速度、密度和粒子浓度场的二维分布的同时,详细求解尾流中各种粒子的辐射强度和辐射量的二维分布。     

小攻角高超声速钝锥边界层失稳特性

利用高阶紧致格式,采用直接数值模拟(DNS)和线性稳定性(LST)分析方法,对高超声速边界层的失稳机制和转捩特点进行了研究.通过对马赫数为6的2?攻角高超声速钝锥边界层的稳定性分析发现:小攻角高超声速钝锥边界层存在多枝不稳定模态;周向速度使钝锥的稳定性特征与不考虑周向速度时有本质的差别;转捩线在接近背风面处出现拐折现象是由失稳模态发生转换引起的.