风洞虚拟飞行试验模拟方法研究

风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动／运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明：对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。     

H2O污染对超燃冲压发动机燃烧室性能影响的三维数值模拟

为了解来流污染对超燃冲压发动机性能的影响,需要大量的实验和CFD模拟。基于纯净空气和污染空气(H2O)来流下燃烧对比实验,采用较为详细的化学反应动力学模型(13组分33方程),对三个试验条件的燃烧室反应流场进行了三维大规模并行CFD模拟。模拟结果与对比试验测得的壁面压强比较接近,能"分辨"试验气体中H2O的污染影响。模拟结果显示,从燃烧室整体性能看,7.4%H2O和18.3%H2O污染导致燃烧室单位流量的空气对应推力分别下降4.1%和10.7%,而燃烧室燃烧效率分别下降5.5%和9.5%。     

战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究

为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD－1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验。实验结果表明，相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差，其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度。     

CG—01风洞测控系统改造

改造后的CG-01风洞测控系统采用高速数据采集系统和智能控制技术，提高了测控系统的测控精度。用以太网实现计算机之间通信，除了模型资态角控制和调压阀控制以外，将超扩段调节片和试验段可开闭壁板纳入计算机控制，提高了风洞运行效率。     

内部声激励控制流动非对称性的动态数据分析研究

通过内部声激励、热线频谱采集等一系列试验研究，讨论了声激励对大迎角细长体当地侧向力、模型背风面空同流场的影响，分析了细长旋成体大迎角非对称流动的特点。并给出了声激励前后功率谱和相关系数的变化。     

脉冲爆震燃烧室内缓燃向爆震转捩数值模拟

为了研究脉冲爆震发动机燃烧室内火焰加速及缓燃向爆震转捩过程，利用7组分8反应的氢气详细化学反应机理进行 了2维数值模拟。结果表明：在火焰传播的初始阶段，障碍物、旋涡与火焰的相互作用是主导火焰加速的主要因素。在燃烧区域 产生的膨胀波向前传播并诱导未燃混气流动；障碍物后的回流区及障碍物顶端脱落的旋涡使火焰面拉伸、卷曲，增加火焰面面积， 同时提高燃烧放热强度，使火焰传播速度加快。在火焰发展的后期阶段，激波与障碍物的相互作用会使脱落在已燃混气中的未燃 混气微团发生局部爆炸，产生新的激波进一步推动火焰加速，缩短火焰锋面与前导激波的距离。由于交错型障碍物增加了火焰传 播的距离，其缓燃向爆震的转捩时间比采用对称型障碍物时的更长。     

基于逐次升阶的翼型参数化与气动优化方法研究

研究了基本Bezier样条曲线的特性,对比了不同阶次Bezier曲线对超临界翼型的几何描述能力以及由几何偏差带来的气动性能的偏差。利用Bezier曲线的特性提出逐次升阶的翼型参数化方法,结合改进的粒子群优化算法,建立了逐步扩展设计空间的气动优化设计方法,兼顾设计空间和优化效率,很好地解决了设计质量和设计效率之间的矛盾。最后通过典型翼型的优化设计,对比了文中方法与传统Hicks-Henne型函数方法,验证了文中方法的可行性和高效性。     

NPLS流场测量技术在高超声速风洞中纳米粒子跟随性数值仿真

从描述粒子运动的微观层次出发，采用双向耦合技术，建立了一种适用于稀薄条件下两相流动的DSMC数值模拟方法。对相间相互作用进行解耦处理，实现了气固两相间动量和能量相互作用的模拟。采用基于DSMC方法的稀薄两相流双向耦合算法，对NPLS测量技术高超声速流场测量中纳米粒子的跟随性进行了数值研究。通过Φ50nmTiO₂粒子在不同高超声速流场条件下气相-纳米粒子两相流场的仿真，表明在稀薄度很小的流场中，纳米粒子的跟随性很好。而随着流场稀薄度增加，流场中纳米粒子的跟随性降低，纳米粒子在流场中的分布与气相流场分布差异变大，通过NPLS测量得到的激光散射信号不能反映流场结构。     

扁平融合式飞机整体式进/排气试验的推/阻校准方法

在研究嵌入式动力装置的进/排气效应对扁平融合式飞机气动特性的影响时，发展了一种整体式进/排气模拟试验方法及推/阻校准方法。采用与飞机模型融为一体的内置式引射器同时模拟飞机的进气效应和排气效应，模型气动载荷与引射器工作时的作用力由天平同时测量获得；把模型推进系统部分分离出来，在TPS校准箱中进行推/阻校准，建立模型气动载荷与推/阻力之间的剥离方法，获得真实的进/排气效应影响试验数据。用典型的背负式进气道扁平融合式飞机模型进行了推/阻校准试验和进/排气影响风洞验证试验，验证了该方法的可行性。