滑流区中三角翼大攻角气动力特性的实验研究

一种以后掠75.7°薄三角翼为主要特征的典型航空航天飞行器模型,在激波管风洞马赫数为11.9和15.4两种条件下,攻角范围20°～50°,用模型自由飞方法测量了它们的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩特性。相应的实验雷诺数分别为3.19×10~4和1.64×10~4,这两种流动条件均属于稀薄气流的滑流区。 实验结果表明在M_∞=11.9和15.4两种条件下,两种剖面外形模型的升力系数和阻力系数均随攻角加大而递增,其变化规律有很好的一致性,且对马赫数并不敏感;但从体轴系来看,不仅两种模型的轴向力系数不同,而且因粘性干扰的缘故,同一模型A在M_∞=15.4时比M_∞=11.9时有相对较大的轴向力系数,但两者随攻角变化的规律一致,且当α>45°时接近牛顿值。此外,实验表明两种模型的压心系数随攻角均没有明显变化。     

激波风洞重模型气动力试验研究

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。     

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞13-2标模气动力测量结果的不确定度。采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数。计算结果表明：皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量。     

爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的化学温标方法

为直接测定驻室温度,以预混于实验气体中微量四氟四烷ＣＦ４在高温下热分解反应的动力学分析为基础,采用一个快速单向进样阀于喉道前部对反射激波后的气体进行采样,通过气相色谱方法检测反应终产物四氟乙烯Ｃ２Ｆ４的浓度和为温度指示,测量激波风洞中反射激波后驻室的温度。应用于最新研制成功的爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的结果显示其采样技术及化学温标方法是适用的。讨论了用氢氧爆轰驱动产生的管壁凝结水对测量的影响。     

风洞模型静弹性变形对气动力影响研究

介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法.利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格.CFD计算变形前后网格外形下的气动力,研究模型变形对模型气动特性的影响.对一大展弦比连接机翼的测量与计算结果进行了分析,分析结果表明:模型变形对升力系数影响最大发生在升力线性变化的最大迎角附近,模型变形对阻力系数影响最大发生在失速迎角附近,模型静弹性变形对气动力的最大影响量远远超出风洞测力实验的精度指标,因此开展风洞模型静弹性变形影响研究与修正是十分必要的.     

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。     

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

利用吸收光谱法测量激波风洞自由流中一氧化氮的含量

以空心阴极灯Ｔｅ灯作为光源,采用光学多道分析仪（ＯＭＡ）,首先在静态条件下,获得了Ｔｅ灯的透射光强随一氧化氮压强的变化曲线,计算出一氧化氮对Ｔｅ灯２１４ｎｍ和２２５。     

基于DES方法的三角翼激波-涡干扰流场数值模拟

采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟（DES）方法,数值求解Navier-Stokes方程,模拟绕尖前缘三角翼的跨音速流动,并对三角翼上翼面的复杂激波-旋涡干扰流场进行了分析。与NASA兰利研究中心的NTF风洞实验结果对比分析表明,DES方法能很好地模拟跨音速三角翼上的旋涡流动。随着攻角由中度攻角增加到大攻角,支架附近的激波越来越强,对主分离涡的干扰作用越来越大,直至出现激波干扰导致的涡破裂。激波的形状、位置及涡破裂位置均与实验结果吻合良好。     

线状多体系统定常气动力节段模型风洞测试

在风—车—桥耦合振动分析及具有独立式双层桥面的大跨桥梁风致振动分析中常需得到考虑相互气动影响的各构件的三分力系数。为进行线状多体系统定常气动力测试，在常规桥梁节段模型三分力测试装置的基础上研制了一种三分力分离装置——交叉滑槽系统。该系统利用环形滑槽和直线滑槽交叉点位置的变化来调整各测试构件问的相对几何关系，并能实现多构件的同轴转动，从而方便地进行不同迎角情况下的气动力的测试。最后，利用交叉滑槽系统对一具有双层桥面的钢管混凝土系杆拱桥在其上有车及无车情况下各构件的定常气动力进行了测试，试验结果表明：车辆的存在对上、下桥面的气动力有较明显的影响。     

激波风洞高焓流动及其驻点对流和辐射热流测量

在激波风洞中用氢氧燃烧驱动方法获得了总压１４ＭＰａ,总温高达７２００Ｋ的高超声速高焓平衡流,可以模拟再入飞行速度４至５ｋｍ／ｓ的真实气体效应,本文还介绍了高温气流中驻点对流和辐射传热测量技术及其测量结果。     

JF—10氢氧爆轰驱动激波风洞自由流的测量和诊断

针对ＪＦ－１０氢氧爆轰驱动风洞动行的高焓高速状态,采用吸收光谱技术、皮托压力瞬态测量技术、电离探针等的测试方法,测量了自由流中一氧化氮的含量和离子浓度、皮托压力及其沿喷管出口半径方向的分布。并根据以上各项测量结果判断了自由流的非平衡程度。     

在激波风洞中进行的涡轮平面叶栅实验

本文描述了在激波风洞中,来流条件为总压P_0=2.0×10~5、8.0×10~5、13.0×10~5Pa,总温T_0=374.4K,入口马赫数M_1=0.40,进行的平面涡轮叶栅实验。实验内容包括叶片表面压力分布测量,热流率分布测量和激光干涉法显示叶栅通道流场。为了进行比较,文中还给出叶片表面马赫数分布和热流率分布的分析结果。测量值与计算结果规律基本一致。     

激波风洞流场密度测量的聚焦纹影技术

在激波风洞试验中发展了聚焦纹影显示技术,对流场的密度进行了定量测量。聚焦纹影显示具有对流场区域聚焦显示的特点,可获得流场某个聚焦测试区域的密度变化信息。依据聚焦纹影成像原理建立了密度计算数学模型,对试验中获得的带窗口模型流场聚焦纹影图像与试验前获得的流场图像灰度变化处理后,得到了流场聚焦区域的密度定量值。试验测量密度值与数值计算结果进行了比较,结果表明试验获得的密度值变化规律与数值模拟吻合较好,证实了利用聚焦纹影技术开展流场密度测量是可行的。     

80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所Ф3．2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0．49～1．3（×10°）,迎角为0°～60°。研究结果表明：不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°～37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。     

压敏漆测量三角翼模型气动载荷的超声速风洞实验

采用压敏漆在超声速风洞中测量三角翼模型气动载荷,得到了应用压敏漆测压与天平测力相结合获取的三角翼模型气动载荷对比实验结果。简述了压敏漆原理、标定、试验设置和数字图像数据处理方法。由于尺寸限制,模型没有开设测压孔。对三角翼模型进行了数值计算,对试验和计算得到的结果进行了比较分析。     

高焓激波风洞自由流参数测量的数值重建

高焓风洞中参数测量本身受到高温非平衡效应影响,单纯依靠实验测量不足以确定详细的风洞自由流参数.本文以JF-10高焓激波风洞为背景,通过喷管-试验段-测量仪模型非平衡流场的连贯计算,开展自由流参数测量的数值重建.在比较分析测量仪模型绕流场的计算结果和实验测量值的基础上,结合喷管流场的数值模拟结果,共同确定高焓风洞的详细自由流参数.