超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展

应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。     

超声速主流中横向喷流场的激波—旋涡结构的数值模拟

本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察到三个流向旋转涡和两个反流向旋转涡;在喷口后的背风区,存在具有低压和回流区的尾迹。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。     

超声速主流中逆向喷流流场的数值模拟

本文在差分格式NND-2基础上^[1]，提出了一个修正格式，形式简单，应用方便。从薄层近似的NS方程出发，用该格式计算了超声速主流中存在逆向喷流的钝体绕流的粘性流场，成功地捕捉到流场内的各种波系和涡系结构。计算的结果与文献[2]中的实验结果比较表明二者符合很好。     

超声速前机身及翼—身组合体的全速势方程数值计算

通过数值求解全速热方程，计算了超声速来流的前机身及翼－身组合体。当流场存在亚声速区时，在此区域内采用中心差分格式，迭代求解，并引入多重网格技术，加快收敛；当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时，在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明，本文的方法可靠，结果准确，可以向工程应用方面推广。     

基于SIMULINK的超声速进气道仿真方法

将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。     

后向台阶超声速流动的动力混合RANS／LES模拟

针对可压缩湍流流动,构建了1种动力混合RANS/LES模式。运用该模式模拟了超声速后向台阶流动,结果再现了二维后向台阶剪切层的拟序结构,计算得到了统计平均的压力分布,回流区长度与实验结果符合较好。与定系数的一般混合RNAS/LES模拟结果的对比表明,动力混合RANS/LES模式在对流场拟序结构的捕捉、流动时均压力分布方面表现较优。     

凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究

在超燃冲压发动机直连式实验中,模拟马赫数1.92、静温509K、静压86.6kPa来流,采用等截面燃烧室构型,利用推力测量系统对不同结构尺寸的开式凹腔火焰稳定器的冷流阻力和热试阻力进行了研究。通过对深度分别为10,15,20mm,长深比4~10,后壁倾斜角18°~60°的凹腔火焰稳定器的冷流阻力比较,实验表明凹腔火焰稳定器的冷流阻力与凹腔深度成正比;也与凹腔长深比成正比;并随后壁倾斜角的增大先减小后增大,在30°~60°范围内应存在一个角度使得冷流阻力最小。实验还以氢气为燃料,利用火花塞点火器进行点火,在燃烧模态下对不同喷注位置、不同当量比时的凹腔火焰稳定器阻力特性进行了对比,结果表明凹腔火焰稳定器的热试阻力比冷流阻力小,且受燃料喷注方式的影响较大;在实际超燃冲压发动机工况下,凹腔火焰稳定器的阻力随着当量比的增加而减小,并最终会表现为正推力。     

定容燃烧室新概念

为满足美国国防预研局安静超声速空中平台(Q SP)计划的要求,艾利逊先进技术开发公司在罗·罗公司、印地安纳大学-普度大学和N A SA帮助下,正在开展定容燃烧室(C V C)技术研究。该研究意在降低超声速巡航飞行过程中的油耗,满足军民用远程超声速飞机的需要。创新的定容燃烧室技术把脉冲爆震技术和气动波转子技术结合在一起,充分发挥了气动波转子和脉冲爆震技术的优点。定容燃烧室燃烧过程在转子上进行,有极高的压升和几乎不随时间变化的稳定内流和外流,结构非常简单,采用自冷方式;燃烧室转子支承采用了磁性轴承。即使在先进的常规发动机中…     

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。