电弧风洞喷管壁温对平板试验的影响研究

为研究电弧风洞喷管壁面温度对平板试验的影响,研制了隔热半椭圆喷管,采用电弧风洞半椭圆喷管平板试验的方法,将喷管长轴边与平板试验模型连接,使气流延伸到模型表面进行试验。喷管扩张段水冷壁面在试验初始时期（冷壁）和壁温上升（热壁）条件下,试验研究了平板测试模型表面冷壁热流和平衡温度的变化。结果表明:在喷管来流焓值1.00～2.55 MJ/kg范围内,相对于冷壁,热壁模型表面冷壁热流增加4.7%～15.0%,平衡温度最大升高4.24%。因此,热防护试验时应考虑喷管壁面温度对平板试验结果带来的影响,需要提高来流焓值。     

水下固体火箭发动机推力脉动特征研究

对水下固体火箭发动机的动态特性进行了研究,根据动网格及VOF(Volume of Fluid)基本原理,构建了用于水下固体火箭发动机动态射流响应的轴对称模型;根据壁面积分基本原理及被动方式求解水下工作发动机推力的计算方法,成功模拟了发动机的受力运动;对不同工况下发动机工作情况进行仿真,研究了水下发动机动态模型下的射流结构,发现在来流作用下,射流气体会受到来流边界层的挤压,产生颈缩现象,之后逐渐向外膨胀;研究结果显示,在来流边界层作用下,射流所产生的激波在向下游发展之前,将经历多次折射,该研究结果与文献中相关实验结果较吻合;对发动机不同工况下的推力脉冲峰值进行分析,找出了动态模型下发动机点火初期推力脉冲峰值特征随工作环境的变化规律。最后,对有/无轴向浮力时的发动机动态特征进行了对比分析。     

低雷诺数下粗糙度对高亚声速压气机叶型气动性能的影响

为了探究低雷诺数Re下粗糙度Ra对一高亚声速压气机叶型气动性能的影响,在其吸力面布置三种粗糙度分布,每种分布对应15种粗糙度大小。在Re=1.5×10~5时,利用数值模拟手段详细对比了不同粗糙度分布及大小下压气机叶片吸力面边界层分离、转捩规律,揭示了低Re下粗糙度调控压气机叶型边界层发展特性的机理。研究表明,三种粗糙度分布下,叶型损失随粗糙度大小的变化趋势类似。在转捩粗糙区,吸力面分离泡"位移效应"对叶型性能的不利影响随粗糙度增大而被抑制乃至完全消除,Ra=157μm时叶型损失最大分别降低10.16%,16.4%,15.58%;在完全粗糙区,随粗糙度进一步增大,强烈的湍流耗散作用反而致使叶型性能不断下降。在整个粗糙度大小范围内,粗糙度布置在吸力面前缘到转捩点之间时对边界层调控效果较好,能够较大限度地提升低Re下压气机叶型的气动性能。     

质量引射对边界层稳定性的影响

采用直接数值模拟（DNS）方法和线性稳定性理论(LST)研究了质量引射对马赫数为6的钝板边界层中第二模态扰动演化的影响。研究了质量引射及扰动的不同因素对扰动演化的影响,包括引射速度幅值、引射宽度、位置、组合以及体积流量。研究结果表明:质量引射对二维和三维扰动波都起不稳定作用,当引射位置接近扰动波中性曲线的下支界时,不稳定作用最明显;体积流量是决定质量引射对边界层作用的重要因素;当体积流量较小时,质量引射组合放置能起到单个质量引射叠加的效果;LST预测得到的N值修正与直接数值模拟的结果相近,可以定量地反映质量引射对边界层流动稳定性的影响。     

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。     

新型人工转捩技术及风洞试验验证

给出了一种新型分布型人工转捩粗糙元设计技术,该技术解决了传统人工转捩方法在跨声速风洞试验中存在的效率低、可靠性和重复性差等问题。通过理论研究确定了该转捩技术的形式,包括粗糙元形状、高度和排列方式等技术参数以及针对不同模型的设计方案;同时对翼型模型(NACA0012)和全机模型(GBM-01或AGARD-B标模)在不同马赫数和迎角下分别进行了测压和测力风洞试验,借助升华法,对人工转捩技术的边界层转捩效果进行了验证研究。结果表明:在不同模型上使用不同的设计方案,该转捩技术可以得到可靠的固定转捩效果,并获得具有大气飞行中高雷诺数特点的气动力结果。     

跨声速涡轮导叶吸力面换热特性数值研究

为了了解涡轮导叶吸力面在跨声速条件下的换热特性,采用数值模拟的方法,分析了出口马赫数对平面叶栅内流场与换热特性的影响,以及气膜出流对吸力面气膜冷却特性的影响。结果表明,跨声速条件下,斜激波导致的逆压梯度导致了吸力面层流边界层分离和转捩;亚声速条件下,吹风比从0.5增大至1.5时,转捩位置前移了约0.1倍弦长;跨声速条件的转捩位置随吹风比增大未发生变化,但是边界层分离现象被抑制,分离泡的尺寸明显变小。在吸力面小吹风比更容易获得更高的冷却效率;边界层的分离导致冷效率分布不同于亚声速条件,在分离区冷却效率迅速降低,在吹风比0.75时降低约50%。     

γ-Re_θ转捩模型的标定研究

介绍了γ-Reθ转捩模型,补充了相应的关联函数。基于平板的试验数据在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的trip软件平台上对该关联函数进行了标定,并研究了关联函数的变化对转捩结果的影响规律。通过修正与SST湍流模型的结合,改进了转捩位置后壁面摩擦阻力系数偏低的状况。     

亚声速S弯进气道研究的新进展

当前推进系统与飞行器正朝着高度融合的方向发展,超紧凑蛇形进气道和边界层吸入式进气道则是实现两者融合的关键之一。本文综述了近十余年来国内外关于这两类亚声速S弯进气道的最新研究进展。受显著横向压力梯度、流向逆压梯度的作用,两类进气道内部均存在明显的流动分离,并诱发了大尺度的流向对涡和显著的出口总压畸变。为此,研究者发展了被动式、主动式、混合式等多种流动控制方法,可在不显著降低总压恢复系数的前提下,大幅降低设计工况时出口周向总压畸变。并且,已经建立可适应任意异形进口的S弯进气道气动型面通用设计方法。最后,已有的CFD方法可以较为准确地预测AIP截面平均总压恢复系数,但畸变指数偏差较大。     

高超声速进气道前缘钝度效应试验研究

基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm ,R=0.2mm,R =0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于 线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。 