马赫数3～6宽速域内转进气道优化设计

基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体,再对其他设计参数进行灵敏度分析,得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律,系数c的影响最为明显,同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库,构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化,优化后的基准流场内收缩比降低了7.7%,总压恢复系数提高了2.3%,并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果,进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3～6条件下黏性数值模拟,结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动,在马赫数为4～6工作时,进气道有较高的压缩量,较好的流量捕获能力和总压恢复性能。      

高马赫数多体分离试验技术研究与应用

为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。     

凹腔几何构型和来流马赫数对部分覆盖型凹腔流动的影响

为了研究覆盖板长度、凹腔深度、凹腔长深比和来流马赫数对部分覆盖型凹腔流场的影响,采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对部分覆盖型凹腔的流场进行了数值仿真。发现覆盖板长度对自由来流没有明显影响;长深比是影响不同深度凹腔的覆盖区质量交换的主要因素;覆盖区质量交换随着长深比增大而减少;来流马赫数增加,凹腔覆盖区的质量交换下降;与大长深比凹腔相比,小长深比凹腔的覆盖区质量交换受长深比和来流马赫数影响更加明显。     

地面反射和衰减效应对声源频谱的影响

噪声源辐射的声波在传播过程中,由于地面的存在会引起声波的反射和衰减,并产生地表面波使得声源频谱特性发生显著的变化。为利用观察点处实测声频谱来预估实际声源自由场频谱特性,必须适当地计及地面反射和衰减效应的影响。本文采用Chien—Soroka地面反射衰减效应理论模型以及Delany—Bazley地面导纳函数,在局部反应地面假设基础上,给出了存在地面反射和衰减时实测声源频谱与实际声源自由场频谱之间的换算公式,并编制了相应的计算程序。文中给出的算例与文献[3][7]中给出的测量结果进行了比较,两者基本吻合。最后还对地面流阻和接收点高度对地面反射和衰减效应的影响进行了数值计算,结果表明,随地面流阻增加和接收点高度的降低都会使得第一个声波干涉低谷向高频移动。因此,实际测量小,若地面流阻未知,可采用紧贴地面设置传声器的方法测量声源频谱,此时地面影响的修正量,在第一声波干涉低谷以下,均为6dB。     

NF-6风洞马赫数控制系统研制

NF-6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能。笔者介绍了NF-6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍。     

大转角条件下二维计算雷达像的改进

为提高转台目标成像时的横向分辨率,需增大转角,而增大转角会引起雷达像模糊。文中在频率空间的直角坐标系中用板块法仿真出大转角转台目标的雷达回波数据,然后用二维快速傅里叶变换对回波数据进行处理,从而获得转台目标的雷达像。经过对仿真数据进行验证,用该方法获得的二维雷达像,其质量高于用极坐标回波数据所成的像     

环形激波聚焦流场特性的间断有限元方法(英文)

针对环形激波聚焦时产生的高温、高压特性,采用间断有限元方法对环形激波在同轴圆柱形激波管内的聚焦流场进行了数值模拟。为了验证采用方法的有效性,首先对经典激波管问题进行了求解,计算结果与解析解吻合很好。其次,对入射激波马赫数为2.0到5.0的环形激波聚焦流场进行了计算,获得了环形激波在圆柱形激波管内聚焦过程的气动特性。模拟结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉激波聚焦过程形成的绕射、反射和聚焦等主要流动特征,而且在聚焦点附近,数值解具有较大的梯度变化,表明该方法对间断解具有较强的捕捉能力。最后比较了网格尺度对聚焦点峰值压力的影响。     

非定常欠膨胀射流的间断有限元模拟

采用间断有限元方法对非定常欠膨胀射流进行了数值模拟,将二维守恒方程的间断有限元方法发展到轴对称Euler方程,对欠膨胀射流问题进行了数值计算。计算结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉到包括激波、滑移线、涡环和多级马赫盘等复杂流场结构,与实验照片反映的流动特征吻合较好。此外,两个马赫盘的位置与其他数值结果和实验测量结果吻合很好,表明该方法具有很好的鲁棒性,对非定常欠膨胀燃气射流的数值模拟是有效的。     

高超声速风洞扩压器试验研究与分析

扩压器是高超声速风洞的关键部件,主要作用是提高出口气流的静压。在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力,并在出口布置尖劈测量出口气流参数,评估扩压器的性能。结果表明：扩压器内的核心流区由于存在逐步衰减的激波-膨胀波系,使气流出现“减速-加速-再减速-再加速”的流动过程;该扩压器能保证风洞正常启动以及试验段流场不受背压的影响;该扩压器的效率与国外类似风洞扩压器效率相当,前室总压较低时,扩压器能起到良好的减速增压的效果,前室总压较高时,扩压器增压效果不明显,扩压器出口气流马赫数偏高。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。