跨声速旋成体头部脱体激波的研究

本文在实验结果基础上,给出了一种计算锥—柱—船尾、拱—柱—船尾和圆球这三类旋成体脱体激波的工程方法。作为一个比较经典的方法,文[1]给出的方法已广泛用来计算物体低超声速飞行时的头部脱体激波。我们知道,理论上能检验脱体波计算合理与否的必要条件是圆锥激波脱体条件。考察文[1]方法后发现,该方法理论上不满足激波脱体条件;究其原因是由于物面肩部发出的声速线处理得较实际过于倾斜。实验结果表明,在M_∞→1时,声速线在物体横向相当一段范围内近乎垂直来流方向。据此本文对文[1]方法做了相应修正。修正过的方法既能满足激波脱体条件,又能与实际吻合较好;而且本方法适用范围较广。     

二元风洞中的侧壁边界层堵塞效应

本文采用一种新的方法描述了二元风洞试验中侧壁边界层产生的堵塞效应；指出了堵塞效应的表现特征，进而建立了一个堵塞干扰相似律。该相似律有助进一步了解侧壁边界层塞效应的本质，实现合理的堵塞效应修正。     

合成射流后台阶分离流动控制的实验研究

具有边界层分离和再附的后台阶流动是工程中常见的一种复杂现象,研究后台阶绕流具有重要的理论意义和应用价值。后台阶流动包含了多种复杂的流动现象,如流动的转捩、分离、再附和非定常等流体力学基本问题。应用表面测压和粒子图像测速(PIV)对合成射流后台阶湍流分离流动控制进行了研究,通过分析后台阶壁面压力系数分布、瞬态旋涡流场结构以及时均流动结构,揭示了合成射流对后台阶再附点长度和回流区的分离流动控制机理。结果表明:在台阶前缘施加合成射流可有效减小回流区范围,回流区涡结构被施加的合成射流扰动“锁定”。在实验状态下,合成射流的动量系数越大,控制效果越好。从时均效果看,当合成射流的动量系数为0.771%时,可使再附点长度减小50%。     

设计参数及附面层修正对“咽”式进气道性能的影响

为了研究不同的平面斜激波流场对流线追踪"咽"式进气道性能的影响规律,寻求性能最佳的进气道,对设计马赫数为7,具有不同三维基本流场的流线追踪"咽"式进气道进行了数值模拟。研究表明:选择8-7无粘流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)作为基本流场设计出的流线追踪进气道压缩性能、总压恢复性能及起动性能均能满足设计要求,并有较高的捕获流量;另外,通过对其进行附面层修正,设计状态下的各性能参数都较接近无粘设计参数,并且大幅度提高了进气道的流场均匀性。     

高超声速飞行器内流道流态及其对全机气动力影响的实验研究

对吸气式高超声速飞行器而言,内流道的流态对推进系统乃至飞行器的工作特性有重要影响.本文用风洞实验的方法研究了升力体(类X-43)、二元进气道和轴对称进气道三种构型在不同来流、内部几何和燃烧室反压条件下的内流道工作情况,着重分析了起动/不起动状态对内流道流动特征及全机气动力的影响,提出并发展了通过在燃烧室内喷射高压气流的内流道反压模拟技术,并运用这一技术成功实现了内流道由起动向不起动、由不起动向起动/再起动的切换.     

基于STL文件的笛卡尔网格生成方法研究

采用从STL文件中直接获取模型几何数据的方法,利用ADT数据结构快速剔除相同顶点,提出一种新的“推进查找”方法替代以往网格单元是否在物面内部的判定方法,避免了对物面的自封闭要求,无需进行几何重构,直接完成网格生成,更进一步提高了自适应笛卡尔网格生成速度和自动化程度,为实现CAD与CFD的之间的数据对接提供了一种新的方式。     

跨声速雷诺数效应的初步分析

本文概述了雷诺数Re效应的宏观表现,并从物理角度和边界层方程出发分析了Re数效应。研究表明,Re数效应根本上是通过干预边界层发展来实现的,集中体现在Re数对分离乃至更一般的激波与边界层相互作用区位置和范围的影响,这是Re数效应的一个本质方面。Re数对气动力参数,如俯仰力矩中心位置等的影响是通过这一途径实现的。此外,Re数效应的表现不是孤立的,在一定程度上受其他流动条件,如飞行马赫数(M)、物体形状等制约,据此本文提出了有关Re数效应控制的设想。     

高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究, 分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响, 因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响, 但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响, 但研究范围内, 阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大, 研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重, 设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明, 所采用的数值模拟方法具有较高的精度.      

隔离段进口非对称来流对激波串结构的影响

考虑进气道出口流场的影响,设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞,模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件进行了吹风试验,并测量了隔离段壁面静压和隔离段进口皮托压力。研究发现,随隔离段进口流动非对称程度的增加,激波串长度增加而隔离段耐受反压的能力下降。考虑了隔离段进口流动非对称的影响,对Billig—Wahrup的激波串长度公式作了改进,故提高了激波串长度预测的精确程度。     

新型双出口合成射流激励器的流场特征研究

设计了一种新型双出口合成射流激励器,应用非接触粒子图像激光测速技术（PIV）,测试了激励器出口的流场特性,包括瞬态和时均流动结构。结果表明,相比常规合成射流激励器,新型激励器一侧出口呈现为明显抽吸作用,另一侧出口流动带有合成射流流场特征,在出口下游得到一股放大了的单方向射流。新型合成射流激励器单侧出口的抽吸作用,在常规激励器基础上形成新的流体＂微泵＂工作机制,不仅放大了合成射流能量大小,同时实现了不同区域内流体的＂定向输运＂,其外流场特性更加有利于边界层分离、射流矢量偏转等主动流动控制。