巡飞器无舵偏情况下的气动数值分析

采用SSTk-ω二方程湍流模型,通过解耦求解雷诺平均N-S方程实现对巡飞器无舵偏情况下湍流流场的数值模拟。对巡飞器低雷诺数绕流流场进行了计算,分析了其在无舵偏情况下气动特性随迎角、侧滑角的变化情况。仿真结果表明,巡飞器采用充气式机翼后,具有很好的失速性能与较好的大迎角稳定性。     

NF-3风洞神经网络自适应稳风速控制系统研制

介绍西北工业大学NF-3大型低速直流式翼型风洞改进后的稳风速控制系统的结构、控制原理和性能特点。针对低速直流风洞风速控制系统建模困难,易受外界干扰影响,且自身参数时变不确定,控制难度大的特点,新系统采用了多线程、数字式数据采集方式,带死区控制的PSD神经网络自适应控制算法。通过在NF-3风洞三元试验段和二元试验段的实际应用,与正在使用的模糊控制系统相比较,新系统的适应性和鲁棒性更强,调试时间大为缩短,风速控制精度在风速大于10m／s时从国军标的合格指标0．3％提高到先进指标0．1％,稳定时间减少了10％左右,人机交互也更加友好。     

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

预设堵块法检测进气道自起动能力的数值研究

在进气道内预先设置轻质堵块迫使进气道不起动,堵块被气流吹出后流道恢复畅通,为激波风洞提供了一种检测进气道自起动能力的方法。为了深入认识预设堵块方法的检测过程,将堵块简化为一个自由度的刚体运动,采用k-ωSST湍流模型,结合铺层动网格技术,对该检测方法进行了二维非定常数值模拟。在Ma_∞=5.9条件下,采用改变堵块质量的方式,获得了三种典型的检测过程。通过分析堵块在气动力作用下的运动与进气道非定常波系演化相互耦合的过程,揭示了堵塞作用产生和消除的流动机理。结果表明,堵塞时间没有显著地改变进气道的自起动能力,预设堵块方法成功检测到进气道在Ma_∞=4.9自起动。此外,建立了预估堵块运动的匀加速模型,预估的堵塞时间与数值模拟结果较为符合。在Ma_∞=5.9条件下,堵块的临界质量约为3.8g。考虑到激波风洞实验时间短暂,应选择合适的堵块。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。     

攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性

针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。     

四发螺旋桨滑流对某运输机气动特性的影响研究

四发螺旋桨飞机滑流影响区较大,需要准确获得滑流引起的升力、阻力和俯仰力矩特性的变化以评估飞机的飞行性能和品质.采用动力模拟风洞实验研究某运输机在滑流影响下的气动力特性,包括升阻特性、俯仰力矩特性和升降舵效率,并采用七孔探针技术测量平尾区的尾流场特性.结果表明:滑流对气流加速的效应使得飞机的升力、阻力均有增加,升阻比在典型巡航和爬升状态下分别降低了6％和20％;滑流随迎角的增加从下至上扫掠过平尾,使得俯仰力矩和升降舵效率出现明显的非线性变化.