一种引射增强型二次喉道新方案的数值模拟

为提高大型超声速风洞的运行经济性,设计了一种通过引射低总压冷介质提高扩压性能的新型二次喉道扩压器,其结构特征是在扩压器收敛段前方增加侧壁凹槽,在凹槽前沿位置引入低总压常温空气作为冷介质,通过引射扩散作用在扩压器壁面形成气膜,调节二次喉道实际流通直径,较大程度上增强二次喉道的静压恢复能力,同时又降低二次喉道壁面热负荷,冷却壁面。数值验证结果表明,所设计新型二次喉道方案可通过调节引射气量自适应较宽范围的运行条件,有效隔离扩压器壁面直接接触高温燃气,同时提高了扩压能力,节省后段接力引射器的主动流流量近30%,对风洞运行经济性提升十分明显。     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

端板对二维矩形风洞试验模型气动特性的影响

在节段模型风洞试验中,两端设置端板可以有效减小端部效应对风压分布的影响,从而保证气流在模型周围的二维流动,其中端板尺寸是影响端板效果的主要参数。为了明确不同尺寸端板对矩形断面气动特性的影响,以桥梁节段模型中最常见的3种宽高比（B/H分别为1、5和10）的二维矩形断面为研究对象,通过刚性模型测压试验,研究了端板尺寸对各模型的气动力、风压分布和斯托罗哈数St的影响。研究结果表明:模型的端部效应不仅仅对端部附近的风压有影响,对中间位置处风压的影响也不容忽视,设置端板是获得准确试验结果的重要保证;随着断面宽高比（B/H）逐渐增大,端部效应影响的程度和范围逐渐减小;随着端板尺寸的增大,模型背风面风压绝对值逐渐增大并趋向一稳定值;抑制端部效应的最小端板尺寸与结构的风迎角有关,风迎角增大,所需的端板也相应增大;有无端板对斯托罗哈数St也有明显影响。     

基于收缩理论的高超声速飞行器控制

为了使高超声速飞行器能够跟踪预定指令,针对其严反馈模型提出了基于收缩理论的控制方法。由于高度和速度相对独立,因此分开设计控制器。控制器设计过程中,以基于反步法的收缩理论为核心,对于模型中不确定项利用自适应进行在线识别;引入动态面对虚拟控制输入进行求导,并利用收缩下的奇异摄动分析降阶系统,可以证明降阶前后状态误差间的偏差及滤波误差有界。采用此方法,可证明系统状态半全局收敛,跟踪误差及自适应估计误差有界。     

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理,采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外,随着壁温升高,隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现,隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置,而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。      

贮箱筒段焊接装配内撑变形有限元分析

本文基于运载火箭贮箱筒段内撑工装撑出方式,通过有限元法,对筒段内撑变形进行数值模拟,研究筒段在内撑工装不同撑出量的作用下,其相应应力应变状态、径向变形,获得内撑工装撑出量与径向变形关系。     

基于瞬态液晶测量技术的收缩-扩张形孔

采用一种进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了新型气膜孔(收缩-扩张形孔)的气膜冷却特性,研究了动量比对冷却效率和换热系数的影响,并与传统的圆柱形孔气膜冷却特性进行了对比,结果表明:收缩-扩张形孔中心线附近区域的冷却效率相对较低,而两孔之间区域的冷却效率相对较高,与圆形孔分布规律相反;在上游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域较高,而在下游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近又较低,与圆形孔相比也有较大不同。相对于圆柱形孔,收缩缝形孔的平均换热系数比在上游较高,在下游较低;收缩-扩张形孔喷出气膜对下游壁面区域的有效覆盖率远大于圆柱形孔,其展向平均冷却效率明显高于圆柱形孔;收缩-扩张形孔在动量比为2时的平均冷却效率最高。     

民用飞机二维增升装置设计

为满足民机市场对飞机高效、经济的需求,飞机在巡航飞行阶段必须具有飞行速度高、阻力小等特性,具体到气动设计方面,就要求飞机的机翼具有较大的翼载荷,即减小机翼面积以减小阻力,这给飞机起飞着陆阶段使用的增升装置的设计提出更高的要求。运用计算流体力学的方法进行了民用飞机二维增升装置,即多段翼型的设计,得到了良好的设计结果,并验证了在二维增升装置设计过程中采用前缘缝翼外形设计——带前缘缝翼进行后缘襟翼外形设计——前后缘增升装置缝道参数优化——起飞、着陆构型协调的设计路线图的可行性与有效性。     

非对称来流下隔离段动态压力特性

为了探讨非对称来流下矩形隔离段内动态压力特性,用直联实验方式以及动态压力测量技术进行了试验,并用统计分析方法分析了数据。实验结果表明,入口来流的非对称性对上下壁面压力脉动大小以及传播平均速度有较大影响,而对频率无多大影响。激波串区域内壁面压力脉动向下游传播比向上游传播衰减得快。在隔离段出口超声速条件下,观测到的压力脉动频率主要在70 Hz以下,而在出口亚声速条件时,压力脉动的频率不仅有70Hz以下的部分,而且还有100~200 Hz之间的部分。     

超燃冲压发动机燃烧室冷态流场研究

利用西北工业大学电阻加热超声速燃烧室直连式实验设备,针对自行设计的超声速燃烧室模型,在燃烧室入口马赫数Ma=2.0、入口流量m=0.73～1.0kg/s、入口总压p_t≈(7～8)×105Pa、入口总温T_t为室温条件下,开展了不同燃烧室进口流量、隔离段长高比以及燃烧室出口堵塞比情况下的燃烧室冷流实验;采用CFD商用软件对燃烧室冷流流场进行了数值模拟,并将计算结果与实验数据进行了对比和分析.研究结果表明,增加隔离段的长高比,可以提高燃烧室抗反压的能力,燃烧室出口压力场的畸变对燃烧室内部流场有较大的影响,同时通过计算结果与实验数据的对比验证了计算方法的适用性.