TSTO并联分离激波/边界层干扰流动特性分析

针对两级入轨飞行器的缩比模型,通过试验与数值模拟相结合的方式,在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究,详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明：试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态,在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态,因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合,而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致;激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构,强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开,轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射,强度依次递减;同时,干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点;层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层,同时开放特征更为显著。     

超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性,设计了工作马赫数范围为0～4的超声速可调进气道,在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比（ICR）为1.79时,进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中,在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立;而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构,导致其整体压升高于设计流态,并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当,其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%,临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播,且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近,但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。     

三维编织Cf/Al复合材料T型件振动疲劳性能

采用真空压力浸渗法制备的三维编织C_f/Al复合材料具有良好的力学性能,在航空航天等领域的应用上具有较大潜力。本工作以三维编织C_f/Al复合材料为研究对象,对其在不同加载应力下进行振动疲劳实验,并观察疲劳实验后其断口处的微观结构。结果表明：加载应力越大,达到疲劳稳定阶段时T型件的固有频率降幅百分比也越大,即对T型件内部结构的破坏也越显著;对不同加载应力下的疲劳数据进行拟合,绘制S-N曲线,得到T型件振动疲劳损伤演变规律的数学模型,可用于预测三维编织C_f/Al复合材料的疲劳寿命;对实验后T型件进行断口处的宏观和微观分析,发现实验后的T型件呈现典型的脆性断裂特征。     

大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆关键技术

高焓激波风洞的驱动技术决定了风洞总焓和总压试验能力。重活塞压缩加热技术具有驱动性能强和运行灵活性高等特点,是高焓激波风洞关键驱动技术。针对重活塞发射效能、重活塞与壁面摩擦、膜片破膜等情况带来的大尺寸重活塞难以安全软着陆问题,通过理论分析、动网格数值模拟和试验验证相互结合的手段,分析了重活塞实际运动过程的影响因素,建立了重活塞调谐运行方法,获得了稳定的驱动压力,可为不同的模拟需求提供对应的试验状态。研究了质量为205 kg、275 kg的重活塞在压缩管中运行最高速度分别超过350 m/s、450 m/s的软着陆过程,获得了压缩管末端总压15 MPa、总温3 450 K和总压45 MPa、总温4 845 K的定压试验状态。本研究解决了大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆难题,保障了世界最大尺寸自由活塞驱动的FD-21高焓激波风洞中、质量为数百千克的重活塞、在长度为75 m的压缩管中的运行安全。     

基于流固耦合的激波/边界层干扰作用下壁板颤振特性

为了解激波/边界层干扰作用下壁板气动弹性及其对流动分离的影响,采用自主开发的双向流固耦合求解器,对不同激波冲击位置下壁板的振动响应和流动特性进行了数值模拟研究。壁板几何非线性运动方程采用有限差分法求解,基于有限体积法求解Navier-Stokes方程组,对流通量采用MUSCL和AUSMPW+格式离散,双向流固耦合采用交错迭代算法。研究结果表明：激波/边界层干扰作用下壁板振动位移先增大后减小,经若干振荡周期后达到稳定颤振状态,呈现二阶振动模态,壁板变形相对于激波冲击位置呈现非对称性,壁板前部分的振幅始终小于壁板后部分;激波冲击位置可显著改变壁板的颤振振幅、频率及分离区长度,当激波冲击位置靠近壁板两端时,壁板振动最终收敛达到静稳定状态;壁板振动响应与流场特征不随激波冲击位置的改变而单调变化,对于激波冲击位置x/a=0.35工况,壁板颤振可有效抑制激波/边界层干扰流动分离。     

高温非平衡流地面试验及数值模拟

基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对典型高超声速飞行环境,建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术,并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证,试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明:①风洞来流参数经过数值计算对比验证,其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。②对典型半圆球模型进行了流场数值模拟,并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型（热化学非平衡模型-2T）计算与试验吻合良好;非催化壁面条件下,总温为2700 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%;总温为4050 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。③计算结果获得的试验纹影（圆球脱体激波距离）与吻合良好;非催化壁面条件下,2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为?1.9%～0.86%。      

热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究

为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。     

航空器声爆飞行试验测量技术研究进展

声爆影响航空器飞行的安全性、经济性、环保性等,通过飞行试验进行真实条件下的声爆测量是进行声爆问题研究的重要技术手段。声爆飞行试验是一项复杂的系统工程,面临全传播路径声爆测量技术难点。首先,对近70年的航空器声爆飞行试验研究进行概览,总结了技术发展阶段;其次,对声爆传播特征及对测量的要求进行简要分析,总结了声爆飞行试验测量技术方案;再次,对近场至地面的全传播路径声爆测量关键技术以及辅助参数测量技术进行综述,解析技术要点和发展趋势;最后,对声爆飞行试验测量技术及其发展方向进行了总结,且对中国声爆飞行试验技术研究现状进行简略分析,并提出了建议。     

向心涡轮跨声速导向叶片叶型设计及验证

以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象,从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手,对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证,结果表明:采用大正攻角、小安装角的设计思路,减小喉部前吸力面叶型曲率,降低进口段的通道面积,提高了叶型前段负荷,消除了喉部前的过膨胀区,喉部前气流加速更为均匀;在吸力面喉部后构建局部内凹结构,可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波,峰值马赫数降低,尾缘逆压梯度减小,尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示:在出口马赫数0.9～1.1范围内,优化后叶型能量损失系数均有所降低,在出口马赫数为1.1时,能量损失系数可降低近20%。      

基于改进花授粉算法的航空发动机装配总体规划

针对航空发动机结构复杂、零件数量多且装配效率低、装配成本高的问题,提出了一种改进花授粉算法（improved flower pollination algorithm, IFPA）的装配顺序优化方法。以装配优先性、装配稳定性、装配聚合性、装配重定向性和基础部件位置为影响因子构建优化目标评价体系,采用了不同的表示方案、反对立学习的初始种群生成、动态调整的转换概率,在全局授粉和局部授粉规则中引入了均匀变异和精英变异,并加入遗传突变。运用在航空发动机低压压气机装配规划上,验证了IFPA的有效性,并讨论了IFPA的参数影响,并同粒子群算法、遗传算法、蚁群算法和花授粉算法进行比较,该算法找到最优序列的概率分别提高了41%、42%、41%和20%,验证了IFPA在求解装配序列规划问题上的优越性。