亚音速长尾管发动机的设计与试验分析

本文通过低亚音速长尾管发动机的具体设计和试验,将理论计算与试验结果作了对比,记载和分析了内衬烧蚀、冲刷状况,并得到如下结论:1.按文献[1]提出的长尽管理论计算方法设计低亚音速长尾管发动机,与试验结果一致性很好;2.对于长时间工作的含铝推进剂发动机,喷管收敛角必须减小为90°左右,内壁转弯处及喉部形状必须适应微粒流线;3.长尾管内衬可根据烧蚀情况分段设计。     

FL—1风洞攻角控制系统设计

本文介绍了ＦＬ－１风洞攻角（飞机模型的俯卸角）控制系统的理件和软件配置，介绍了ＰＣ机在工业控制系统中的应用。叙述了把十四位并行二进制码实时转换成攻角（度）的方法，以及在ＰＣ机上用高级语言编写的主程序调用汇编语言编写的子程序的方法。     

壁面摩擦对风洞侧壁干扰的影响

本文研究了摩擦对风洞侧壁干扰的影响。在以Barnwell为代表开展的一系列侧壁干扰研究中,所有工作都未计及摩擦的影响。我们认为,Barnwell等人的这一处理理论上有缺陷。对此,本文用Karman-Pohlhausen方法对侧壁边界层作了分析,指出摩擦对侧壁干扰有不同程度的影响,具体取决于Pohlhausen参数B的大小;B越小,影响越大。Barnwell略去摩擦项的结果只对应于分离边界层情况,而事实上Barnwell处理的是附着边界层。通过这一分析,本文建立了有摩擦影响的侧壁干扰修正的新形式;考虑到多种因素的影响,初步建议参数B按中间值取为B=3～4。最后,就修正参数δ~*的确定作了一定讨论。     

风雷软件LES开发设计与验证

基于国家数值风洞风雷软件开源框架，设计开发了LES(Large Eddy Simulation)湍流模型，主要包括Fourier谱/有限差分方法 LES求解器和有限体积/有限差分方法 LES求解器。简要介绍了采用的不可压缩流动求解的投影法、Fourier谱/有限差分混合方法、亚格子模型等理论方法，给出设计的软件框架和计算流程，尤其说明采用的松/紧2种耦合模式。通过数值模拟不可压缩槽道湍流、亚临界雷诺数圆柱绕流、NACA0012临界攻角的低频振荡算例，验证求解器的计算精度和复杂湍流模拟能力。基于风雷开源框架设计的开源LES模型，具备高精度数值格式、亚格子模型、湍流统计等通用模块，可为国内学者提供一个LES湍流模拟研究的开放平台。     

某飞行器推力矢量试验测力装置研制

为满足某飞行器推力矢量试验的测试要求,采用两台六分量应变天平和一个空气桥组成测力装置来实现飞机全机气动力和喷管推进特性同时分别测量。基于有限元软件,对天平的应变及空气桥对天平的干扰进行了分析。结果表明:空气桥对天平力分量的干扰值优于5%,对力矩(滚转力矩除外)分量的干扰值优于15%,达到了设计指标。通过校准获得了单独天平、天平带空气桥(充压、不充压)状态下的校准公式,校准结果表明:两台天平各分量的综合加载误差均优于0.3%,天平带空气桥(充压、不充压)状态下各分量的综合加载误差优于0.5%,空气桥对天平的干扰量值与有限元分析结果一致。理论分析与实测结果证明:研制的天平及空气桥达到了预定目标,它的测量精准度高,满足推力矢量风洞试验需求。     

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。