亚声速压气机平面叶栅雷诺数影响试验

采用降低试验压力减小试验叶栅弦长雷诺数的方法,研究了UKG030.3压气机叶型叶片表面和尾迹区域气流随雷诺数、马赫数及攻角变化的流动特性,获得了表面等熵马赫数、总压损失系数等参数随雷诺数的变化规律。试验结果表明：弦长雷诺数减小到一定程度时,叶片吸力面峰值马赫数位置之后会逐渐呈现流动分离气泡产生、分离气泡扩大至分离气泡破碎的过程;长分离气泡出现以后尾迹宽度和叶型总压损失突然急剧增大,但损失突增所对应的临界雷诺数并不一致;叶型总压损失和弦长雷诺数经地面状态参数比值处理以后可以发现,总压损失比突增位置处于0.4倍弦长雷诺数比附近。     

基于气动分离技术的弹丸弹托分离仿真

为了研究气动分离技术使弹丸弹托分离的情况,对其进行了模拟仿真研究。采用气动分离技术使弹丸弹托分离,基于气体动力学与摩擦力学理论,分别建立了弹托绕流模型与弹丸弹托气动分离模型。使用Fluent进行绕流仿真,得到了不同速度下弹托分离前后状态下的阻力系数,再用Simulink对54式12.7mm穿甲燃烧弹的弹丸和弹托进行分离仿真,得到了弹丸弹托分离过程的特征结果。结果表明,利用气动分离技术可以使弹托和弹丸较好地分离。上述研究为弹丸和弹托的研发、使用提供了有益的参考。     

高亚声速下附面层抽吸控制压气机叶栅流动分离的研究

为研究高亚声速下附面层抽吸参数对流动分离控制的效果和机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,通过数值方法研究了抽吸布局和抽吸流量对叶栅内部流动分离控制效果的影响.结果表明,附面层抽吸能够显著改善叶栅内部流动,降低因附面层分离和端区角区分离、相互掺混造成的流动损失;高亚声速下附面层抽吸的最佳位置在附面层充分发展区域而非分离起始...     

Ejection Separation Characteristic Analysis of Parachute Container Cover from Return Capsule for Lunar Exploration

The parachute container cover ejection separation is the first and foremost motion for the return capsule recovery system, which is related to the success of a recovery system. Adopting the computational fluid dynamics （CFD） simulation and flight dynamics coupling method, the parachute container cover ejection separation is simu lated. The rationality of the ejection separation speed and dynamic characteristics of the separation process is ana- lyzed. Meanwhile, the influences of angle of attack, Mach number and ejection separation speed on the parachute container cover ejection are also investigated. Results show that the ejection separation speed design is reasonable. It has a certain design margin for parachute container cover to escape from the wake region, and to pull out the drag parachute completely. The results may provide a theoretical basis for recovery system engineering design of the lunar exploration project.     

附面层抽吸对转子激波结构和分离流动的影响

 通过在叶片表面进行开缝抽吸组织激波结构、控制附面层流动以提高叶片做功能力、降低损失已被证明是一项行之有效的方法。以两级风扇的第2级转子为研究对象,通过吸力面和压力面的抽气研究,揭示了抽吸流与激波之间的相干效应以及抽吸流与分离流的相互制约关系。结果表明：通过抽吸能够控制通道中激波的相对位置,改变通道中激波结构,可以避免由于激波造成的附面层分离;通过适当的附面层抽吸可以消除分离区复杂的旋涡结构,提高通道中的气流流通能力,从而改善整个级的性能。     

冲压发动机超声速进气道流动自激振荡研究

当冲压发动机超声速进气道工作在一定条件下时,会出现自激振荡现象.采用数值模拟方法研究了某超声速进气道结构的自激振荡现象,分析了振荡时进气道内流场的变化过程.研究表明发生自激振荡时进气道中流动产生大幅脉动,造成进气道壁板结构承受周期变化的气动载荷,载荷振荡频谱中包含多个特征频率,其与声模态频率相重合,表明自激振荡现象与声模态的相关性.      

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验研究,研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响.在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器.在来流速度为4.27m/s,雷诺数为4.96×104的情况下,未施加等离子体激励时,从攻角为9°起翼型吸力面发生显著的前缘流动分离;施加等离子体激励后,流动分离在攻角小于26°的情况下均能很好地重附到翼型吸力面表面.实验表明,流动分离越严重,对等离子体激励的强度要求也越高,等离子体激励的电压和电极组数也必须相应增大;给定的流动分离状态下,等离子体激励的电压和电极组数存在一个阈值;等离子体激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;雷诺数增大后,流动分离更难抑制.     

脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验

 为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力,进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验,研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型的升力增大约35%,翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重,来流速度越大,有效抑制翼型失速分离的阈值电压越大;等离子体气动激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;调节占空比,可以在控制效果相当的情况下,降低等离子体气动激励所消耗的功率;当脉冲频率使斯特劳哈尔数等于1时,控制效果最佳。     

利用等离子控制凸包流动分离的数值模拟

基于等离子发生器简化模型求解电势方程,得到电场及等离子分布,并将电场对等离子的作用力耦合到流动方程中.结果表明,电场力在电极交接处附近诱导气体运动并产生"壁面射流"效应,增加低能流体动量,显著改善附面层内速度分布;与无等离子控制措施相比,分离点位置最大延迟约4%特征尺寸,再附点位置最大提前约12%特征尺寸,分离范围明显减小.此外,电压较大、电极与流体接触式布置均能提高等离子控制流动分离的能力.      

应用等离子体进行翼型前缘分离控制的数值模拟研究

将等离子体对中性气体的作用模型化为彻体力矢量,求解带源项的Navier-Stokes方程,数值模拟了等离子体激励器在NACA0015翼型大迎角下的分离控制效果,彻体力为净电荷在外加电场作用下的电场力.解拉普拉斯方程得到外加电场分布,等离子体中的净电荷分布由泊松方程给出.为了较好地模拟分离涡的发展,采用了雷诺平均与大涡模拟相结合的脱体涡模拟(Detached Eddy Simulation)方法.通过与实验结果对比,发现该模型能较好地模拟等离子体激励器的控制作用.