背风涡隔离对大攻角旋成体表面压力分布的影响

通过在背风母线处沿纵向对称面嵌入隔离板，观测了大攻角旋成体在这种背风涡被隔离状态下的表面压力分布情况。隔离板的作用旨在削弱、隔阻两侧背风涡间的相互联系和诱导，以便考察背风涡诱导作用对物面流动的影响。不同隔离（包括无隔离情况）状态下的实验结果表明，背风涡的隔离对表面压力分布有不同程度的影响，故这一研究和结果可供探讨大攻角流动非对称性成因作参考。     

一种新型二元风沿侧壁干扰修正方法：当地修正法

针对现行总体型二元风洞侧壁干扰修正方法的不合理性。本文发展了一种新修正方法－当地修正法，并就有有关问题做了讨论。     

不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.      

零质量射流激励器内外流动特性的PIV研究

设计了腔体透明的电磁式零质量射流激励器.采用非接触式瞬态流场测试技术,对激励器腔体内部和外部的流场进行了定量测量.研究了激励驱动信号频率变化对射流形成的影响,研究结果表明50Hz为射流的共振频率,可以产生最强的射流.比较和分析了共振频率下零质量射流平均和瞬态流场特性.同时观察到,在激励周期的"吸入"阶段,周围气体向激励器腔体内向补充,腔体内部也会产生反方向的"零质量射流"现象.     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器,对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究,粒子图像测速仪(PIV)流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混,提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究,天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内,射流能量比Cμ值越大,控制效果越好,当Cμ=0.00168时,机翼最大升力系数提升了5.92%,失速迎角推迟了2.5°(激励器阵列位于0.3c处)。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数,阵列位于0.3c处时最大升力系数提升量大于位于0.55c时。     

锥—柱体跨声速绕流的物面侧体激波系

本文在实验结果基础上讨论了锥-柱体跨声速飞行时物面上产生的侧体激波系。分析了波系分布随来流M_∞数的变化;讨论了波系形成与流场内部流动机制的关系,进而解释了波系形成原因;建立了波系的一种模拟方法。最后,阐述了侧体波系研究在实际应用中的重要性。