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.     

前向空腔的弓形激波特性研究

在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究,应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值,利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体距离预测方法,结合国外的试验测量结果与Organ-pipe理论,验证了这种方法的有效性和适用性,且该方法对激波脱体距离的预测结果与FD-14A风洞试验结果一致。此外,基于这种方法讨论了空腔振荡频率预测方法存在的争议。最后,研究了Ma=10流场下球锥体-前向空腔构型的脱体激波振荡幅值与平均速度的规律。     

电弧加热流场品质优化初步研究

电弧加热器可以提供马赫数10以上连续式风洞运行总温、总压的参数要求,将其用于气动力试验风洞加热器,需要对其流场品质进行优化。通过改进电弧加热器的结构和配置冷气混合室及稳定段,改善了喷管出口参数在空间分布的均匀性和时间上的稳定性,并减缓了流场气流的旋转和脉动,提高了试验参数的重复性。经初步流场测试及天平测力可行性研究表明:流场核心区的总温及皮托压力偏差小于平均值的2%,试验测力数据与常规高超声速风洞接近。     

高超声速风洞流场中的气流旋转影响及消除

风洞实验需要高品质的来流,但部分高超声速风洞由于加热器特性可能导致流场中存在气流旋转,为了消除或减小旋转,提出了在风洞稳定段前加入反向旋转气流来抵消气流旋转的思路。为验证该思路及了解高超声速流场中旋转程度总体效应,设计了一种带翼模型和高精度滚转力矩天平。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了M6、总压约2×105Pa、氮气常温时（电弧加热器不通电）多种进气条件下的滚转力矩测量实验,结果表明流场中存在旋转,滚转力矩系数C_l最大为1.657×10-3,采用约2%总流量的反向气流可达到滚转力矩系数降低2个数量级的效果,为提高风洞流场品质提供了较为有效的解决措施。     

带有横喷控制的导弹流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发，考虑两方程湍流模型，采用NND2M差分格式，对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟，计算结果与已有的试验数据进行对比，符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟，研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响；计算表明在无尾翼情况下有／喷流的气动力差别较小，喷流影响随迎角变化不敏感；对带有尾翼的气动布局，喷口位于背风区时喷流影响较小，喷口位于迎风面时气动力变化较大，压心明显前移；多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加；湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变，但是对总的气动力影响不大。     

高超声速主流中完全气体横向喷流干扰特性研究

运用风洞试验和数值模拟手段,建立了横喷干扰效应研究的基本方法,对小钝双锥模型的完全气体横向喷流干扰问题进行了研究.首先通过试验和计算结果的对比进行方法验证,其次进行了横喷干扰的流动机理和参数影响分析.主要包括以下内容:a.无喷和喷流条件下,流场结构、模型壁面压力分布、气动力特性的试验与数值计算结果比较;b.完全气体横向喷流的气动干扰效应分析;c.攻角、喷流压比、喷流马赫数、来流边界层状态等内、外流参数变化对横向喷流干扰效应的影响分析.     

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。     

杆式天平轴向力元件测量梁夹角优化分析

针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题,提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真,获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况;对结构进行受力分析,得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构,测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角,该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比,改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%,但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果,适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。     

高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

“人字形小肋”对激波/边界层干扰的影响研究

在曼彻斯特大学跨声速风洞开展激波/边界层干扰及“人字形小肋”对其影响的实验研究。在马赫数1.85流场条件下,应用高速纹影、油流、皮托压力测量和基于压敏漆的壁面压力测量技术,研究“人字形小肋”流动控制方法对激波/边界层干扰的流动分离结构与尺寸、压力分布特性与波系特征等影响。结果显示激波/边界层干扰诱发流动分离,分离区呈现三维特征,在“人字形小肋”的作用下,分离线呈现“波浪”形且整体向上游移动,干扰区流向尺寸增大,分离区高度减小且长度略增大,再附区的压力极值降低,这些特征与叶片、尖楔等微涡发生器的影响趋势相反。下一步工作中,拟针对“人字形小肋”开展参数优化研究,“人字形小肋”可能成为降低激波/边界层干扰诱发的高热流载荷的有效方法。