飞机亚音速非对称运动流场数值计算

本文以飞机亚音速对称运动（仅小攻角）流场数值计算为基础，采用涡格法理论开发飞机亚音速非对称运动（小攻角、小侧滑角、小角速度）流场特性数值计算。本文特点：从毕－萨公式出发推导的涡格法流场诱速公式比面涡法简便；采用多坐标系，详细推导了各坐标系转换公式；将复杂的干扰流场简化为一阶干扰和二阶干扰效应，并仔细推导了相应的流场诱速计算公式。已在ＩＢＭ－４３４１计算机上建立了流场计算实用性程序，既可单独运算，也可联入我国外挂物投放／发射过程数值仿真系统（ＣＳＳＰ）串联运行，提供所需流场特性。以Ｊ－ＸＸ型号飞机和两个翼身组合作为算例，定性分析了非对称运动流场计算规律；将两个翼身组合体对称动动流场特性计算值与实验值进行了比较。飞机亚音速非对称运动流场特性计算比对称运动情况更为复杂，难度更大。该工作对进一步开发ＣＳＳＰ系统具有重要价值。     

纵向涡对矩形通道内湍流流动特性影响的实验研究

本研究用风洞实验对矩形通道湍流边界层内嵌入的涡发生器参数进行了筛选；测量了单个涡发生器沿纵向对双侧壁面近壁边界层流场的干扰特性和通道嵌入涡偶的流动特性。找出了通道内嵌入涡发生器形成对近壁边界层流场干扰的较理想的涡发生器参数和漏偶的布局形式。     

翼涡与体涡的相互干扰及其对翼涡破裂的影响

根据流谱观测结果，研究了翼－身组合体和全机的涡系干扰特点，分析了翼涡与体涡的相互诱导，使翼涡与体涡运动发生变化，讨论了影响前缘分离涡破裂的主要因素，并对尾翼的影响、机身后部体涡的强度、非对称体涡出现的条件，以及分离旋涡在稳定发展过程中的抗干扰能力等提出了看法。     

LEBU湍流减阻的展向扩展实验研究

利用大涡破碎器（ＬＥＢＵ）测量和考察了跨越平板湍流表面边界屋的速度型和动量厚度沿展向的分布，结果表明，ＬＥＢＵ的存在有可能扩大了层内流动参数沿展向的非均匀性；此外，还介绍了一个两对反向旋转的纵向涡模型，真实存在于风洞的横截面上，影响了展向非均匀性。使用本文介绍的一种沿展向非均匀性处理方法，对表面湍流摩阻估算的结果与使用摩擦阻力天平直接测量的结果基本一致。     

旋转弹体大攻角非对称涡效应的分析

本文研究了旋转旋成体在超声速大攻角下的体涡非对称脱落和弹体上气动力和力矩的数值计算方法。文中采用冲击横流比拟概念,将绕旋成体的三维、定常、分离流问题转化为二维、非定常、分离流问题来求解。弹体位流模型用沿弹体轴线分布的源汇和偶极子来模拟,弹体背风区的分离涡则用横流平面中的大量离散点涡来模拟。采用经修改的 Stratford 准则来检验横流平面中边界层是否分离。典型算例结果表明,本文提出的方法能正确描述旋转弹体大攻角流动的主要特征。     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大迎角平板三角翼模型进行了水洞实验。附加小辅助件,使机翼前缘脱体涡推迟破裂。流动显示表明,在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动布局的研究工作参学。     

应用光电测试系统研究发动机起动

应用光电测试系统来检测发动机的起动过程,进而可评定发动机的起动品质并进行故障诊断。对自行设计和研制的光电测试系统作了分析,表明该系统能满足发动机起动时测试之要求。应用该系统测出了发动机燃烧室火焰信号的变化曲线,还对该信号进行了分析。应用全套动态参数测试系统,测出了一台单轴小型喷气发动机起动过程的动态曲线,本文只展示了四个参数的变化:发动机转速、燃油流量、涡轮后叶尖温度、燃烧室火焰信号。通过应用该套测试系统,找出了最佳起动方案,对研究发动机起动问题具有实用价值。     

脉冲射流强化喷流混合流动显示实验

采用激光诱导荧光的流动显示方法研究了在一对反对称模式工作的脉冲射流激励下,雷诺数约为33 000的圆形湍流射流的流场。捕捉了剪切层中大尺度展向涡结构的演化发展过程,研究了激励频率和振幅对涡结构以及强化混合效果的影响。结果表明:受激励后的主喷流剪切层中产生了交错的展向涡结构,引起了喷流的振荡,增强了卷吸能力。激励频率主要影响相邻涡环间的距离。存在最佳激励频率使喷流在受激励平面远场分叉、剪切层扩展最宽。激励振幅对涡结构也存在较大影响,振幅较大时产生的涡结构尺度更大、相干性更强、强化混合效果更好。      

高压高剪切率下密封环缝隙流体动态润滑特性

为减少高压高剪切率下热效应对密封环缝隙流体润滑性能的影响,以密封环缝隙流体剪切速度梯度、壁面剪切应力和油膜温升表征摩擦副润滑性能,采用RNG k-ε湍流模型,通过Workbench建立流-固-热多场模型,计算得到不同主轴转角下缝隙流动形态变化规律和温升前后油膜厚度变化量、不同L型槽内外径比及长径比下流速流型分布规律、壁面剪切应力、温度分布和热变形量。研究结果表明:密封环L型槽黏性底层随剪切速度增大而增厚,油膜厚度随运动周期增加而变薄;当L型槽内外径比小于1.07时,随比值减小密封环壁面剪切应力不断增大,最大变化率为7%;密封环L型槽长径比在0.19时平均壁面剪切应力达到最大,当长径比继续增大时,油膜区剪切速度梯度逐渐减小,油膜温升和热变形亦随之减小。研究结果可为马达优化以减少能量损失和改善密封环润滑条件提供理论指导和依据。      

翼面吹气对过失速非定常翼面涡的影响

在１ｍ低速风洞中，研究了边条翼在近人速非定常流动控制后的空间流态。实验采用翼面吹气控制翼面非定常流动，通过烟流显示涡轨迹和涡破碎位置，用相锁照相技术记录空间流态，结论表明，在机翼上仰过程中，翼面吹气能延迟前缘涡的破碎，在机翼下俯过程中，吹气有利于前缘涡的生成和发展。