二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段.我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求.依托3 mX2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技...     

高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究

以平板上直立平无限谪圆柱体为研究对象，采用和Ｒｏｅ三阶通量差分分裂格式求解雷诺平均Ｎ－Ｓ方程，数值模拟研究了高超声速且壁面有传热条件下三维流流场的激波边界层干扰特性，物面压力分布计算值与值吻合良好，数值模拟结果可见圆柱上游分离区流场是一个马蹄形五涡结构且存在有二次分离激波，这是一种值得深入研究的流动新现象。     

一种进气道内激波/边界层干扰控制的新方法及其流动机理

针对高超声速进气道内经常存在的激波/边界层干扰现象,提出了一种基于可变形壁面鼓包的激波/边界层干扰控制概念,并对相关流动机理及参数影响规律进行了细致研究,结果表明：可变形鼓包通过其迎风侧的预增压作用,外凸段膨胀波束对反射激波的削弱作用,以及膨胀波束对边界层气流的加速作用来对激波/边界层干扰现象进行抑制;当激波入射点位于鼓包背风侧膨胀波区时,鼓包对边界层分离的抑制效果明显,并且适当增加鼓包高度可增加其抑制效果;对于鼓包迎风侧型线,在设计时应尽量采用较小的内凹段曲率,同时在外凸段上其最大曲率点应尽量与激波入射点靠拢,而对于背风侧型线的设计则应选择相近的外凸段和内凹段曲率较为合适。     

钝化前缘对栅格翼激波干扰与热流分布的影响

采用数值模拟与工程计算相结合的方法对高超音速栅格翼进行了研究,分析了在高超音速 情况下,栅格翼激波干扰对前缘钝度的敏感性以及对栅格翼热流分布产生的影响。结果表明 ：在同等栅格间距下,产生激波干扰的第三临界马赫数随栅格翼前缘钝度的增大而增加,传 统的尖前缘栅格翼理论不适用于钝化前缘外形。另外,激波干扰在栅格翼表面会产生局部的 高热流区域,但此热流峰值与前缘驻点相比仍然较低,因此对栅格翼热防护无额外影响。

     

火箭推力室喷管内激波对RBCC性能影响分析

针对火箭基组合循环（RBCC）动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明：引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波;火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.     

亚声速低密度风洞的现状和发展

随着我国在临近空间和深空领域探测活动的推进,低密度环境模拟气动试验设施的缺乏极大地制约了相关技术的开发利用,发展相应的亚声速低密度风洞具有重要的意义。文章介绍国外几座典型亚声速低密度风洞的设计特点、关键技术和试验能力,分析国内在空天一体化和深空探测发展中遇到的低密度低雷诺数气动力学问题,提出建设亚声速低密度风洞的需求。通过对国外几座典型亚声速低密度风洞的对比分析,探索我国亚声速低密度风洞的发展方向和技术需求。     

超声叶栅前缘处的脱体激波预测

为了准确预测超声叶栅前缘处的脱体激波,以Moeckel法为基础,通过分析和公式推导,构造叶栅前缘处的脱体激波模型.首先对Moeckel法进行改进,提高均匀来流条件下的对称脱体激波逼近精度;然后再将Moeckel法推广到均匀来流条件下的非对称脱体激波逼近;最后结合超声叶栅流动特征,给出叶栅前缘处的脱体激波模型.将所得模型用于3个超声叶栅,预测叶栅前缘处的脱体激波形状和位置,并将预测结果与CFD软件求解结果进行比较.结果表明:在均匀来流条件下,改进后的Moeckel法能更准确地逼近对称脱体激波,并可用于逼近非对称脱体激波;由超声叶栅脱体激波模型确定的脱体激波形状和位置与CFD求解结果一致性很好.      

设计马赫数为5的一级二元混压式进气道典型状态下气动特性

对一种设计马赫数为5的一级二元混压式进气道再入大气层过程典型状态进行了仿真和风洞试验,得到了该进气道典型状态下的气动特性.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数（为5）时,进气道外压斜激波系提前汇合,与唇罩入射斜激波相互作用,产生了波-波干扰;尽管发生了流动分离,但当来流马赫数为7和6时进气道出口上游气流紊流度分别不超过3.337和3.256,且流道内动态压力信号的功率谱密度呈现白噪声特征,不会对发动机造成结构损伤.因此,对于宽来流马赫数工作范围的进气道来讲,为了提供足够的流量,可以适当降低进气道的设计马赫数.      

叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响

以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象,利用数值仿真计算方法,采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示:由设计间隙减小到1/2设计间隙时,跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大,跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上,引入失速分类方法以及涡动力学理论,对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有效地拓宽跨声速轴流压气机稳定工作范围,但是间隙改变对泄漏涡破碎以及边界层分离有着重要的影响,甚至诱导不同的失速形式,为跨声速轴流压气机间隙设计提供参考,并且从气动角度探讨在跨声速轴流压气机中应用间隙控制技术的条件.