后掠与无后掠压缩角模型产生的激波/边界层干扰的非定常特性

介绍了10个压缩角模型在M数为2.011、2.504、3.015时产生的激波/边界层干扰的非定常特性的试验研究结果.压缩角模型的流向压缩角分别为15°、20°、24°,后掠角分别为0°、20°、40°、60°.实验结果表明(a)所有无后掠压缩角和大多数20°后掠压缩角产生柱形干扰,而大后掠压缩角则产生锥形干扰;降低来流M数或增大模型后掠角有利于从柱形干扰转变为锥形干扰.(b)间隙区内的压力脉动出现低频峰值,此峰值随着模型后掠角增大或流向压缩角减小而减小;然而随着来流M数增大,此峰值在柱形干扰区减小,而在锥形干扰区略增大.对于锥形干扰,无粘激波的平均激波强度是控制其干扰特性的主要因素.     

超疏水壁面湍流边界层减阻机理的TRPIV实验

利用高时间分辨率粒子图像测速（TRPIV）技术,开展超疏水壁面材料湍流边界层减阻机理的实验研究.在循环水槽中,对超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层瞬时速度矢量场的时间序列进行了实验测量.得到了同一来流速度（0.17m/s）下超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层的平均速度、湍流度及雷诺切应力沿法向的分布规律.提出了空间多尺度局部平均涡量的概念,并以此为特征量检测壁湍流发卡涡展向涡头的中心位置.用条件采样及空间相位平均技术提取了不同法向位置发卡涡展向涡头周围流向脉动速度和流线的空间拓扑,对发卡涡展向涡头的俯仰角进行了对比,并从鞍点-焦点动力系统的角度分析了发卡涡展向涡头附近的流线拓扑特征.研究表明：雷诺数约为13500时,相比亲水壁面,超疏水壁面实现了10.1%的减阻.超疏水壁面平均速度明显增大,雷诺切应力减小,流向湍流度减弱,发卡涡展向涡头俯仰角较小,近壁区相干结构的发展受到抑制.     

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

雷诺数对增升装置流动特性影响的计算研究Ⅰ——气动力特性和汇流边界层

在1×10~630×10~6的雷诺数范围内,马赫数为0.197的情况下,使用数值计算方法研究了雷诺数对NHLP-2D翼型的气动力特性和流动特性的影响。建立的数值模型考虑了汇流边界层的网格处理,与已有试验和计算结果对比分析表明本数值模型可信。计算结果表明,当雷诺数大于1.5×10~7时,雷诺数对气动力系数的影响明显减小,且小迎角下气动力随雷诺数呈线性变化趋势。汇流边界层高度随雷诺数增大而降低,缝翼和主翼产生的尾迹强度随雷诺数的增大而减弱,同时尾迹宽度逐渐减小。在高雷诺数下,襟翼尾缘处仍存在较强的缝翼尾迹,说明尾迹/边界层的相互融合作用随雷诺数增大而减小。本文为后续雷诺数对缝道流动特性的影响研究提供了基础。     

等离子体流动控制研究进展与展望

等离子体流动控制是基于等离子体气动激励的新型主动流动控制技术,具有响应时间短、激励频带宽等显著技术优势,在改善飞行器/发动机空气动力特性方面具有广阔的应用前景,已成为国际上等离子体动力学与空气动力学交叉领域的前沿研究热点。鉴于此,从介质阻挡放电(DBD)、电弧放电等离子体气动激励特性,等离子体气动激励抑制流动分离、控制附面层、控制激波与激波/附面层干扰、控制压气机与涡轮内部流动、控制管道流动和飞行控制等方面,综合评述了国际上等离子体流动控制的研究进展情况;从创新等离子体气动激励方式,揭示等离子体气动激励与复杂流动的非定常耦合机制,突破等离子体流动控制系统关键技术等方面,对未来的发展进行展望。     

强迫振动下超声速混合层的掺混特性

利用实验研究与数值仿真相结合的方法,对强迫振动下对流马赫数为0.22的超声速混合层的掺混特性进行了分析,采用动量混合、雷诺应力以及标量混合指标对超声速混合层的掺混效率进行评估.研究结果表明:强迫振动对超声速混合层的掺混特性有重要影响.与无振动下相比,强迫振动使混合层的失稳位置提前,卷起的展向涡尺度变大,加快上下两层流动的混合.同时,强迫振动下,动量混合和标量混合更加充分.振动频率为4500Hz时,雷诺应力峰值提高约48%,薄平板后缘下游160mm处,动量厚度增长120%.      

箭上复合材料气瓶绝热性能数值分析和试验研究

为满足复合材料层使用温度不超过80℃的安全要求,安装在运载火箭发动机舱段的复合材料气瓶需包覆一定厚度的绝热层。本文结合40 L复合材料气瓶及绝热层的结构参数和材料物性参数,基于集总参数方法建立了考虑辐射、导热、自然对流的传热模型,分析了包覆绝热层后的瓶体绝热性能及绝热层厚度的影响,并开展了包覆5和10 mm厚度绝热层的复合材料气瓶绝热试验,数值模拟结果与绝热试验测量数据吻合良好。     

带筋整体壁板预应力喷丸成形数值模拟及变形预测

带筋整体壁板特别是高筋整体壁板具有优异的结构效率、减重效益和密封效果,在航空航天等领域备受青睐。预应力喷丸成形是大中型、长寿命、高性能复杂带筋整体壁板的一种不可多得的有效成形手段。数值模拟是促进带筋整体壁板预应力喷丸成形技术研究、进步与应用的一种极具潜力的途径。针对带筋整体壁板预应力喷丸成形数值模拟,建立了基于响应面函数的多弹丸撞击有限元模型、基于应变中性层内移的反弯曲应力场法模拟模型、预应力喷丸成形RBF神经网络预测模型,实现了喷丸成形应力场法数值模拟、预应力喷丸成形较高精度数值模拟与变形预测,为带筋整体壁板预应力喷丸成形技术研究和实际应用提供了一种更为便捷、高效、经济的途径。     

浅槽孔气膜冷却的大涡模拟研究

为了探究浅槽孔气膜冷却的强化冷却机理,针对平板浅槽型气膜孔冷却射流与主流相干作用进行大涡模拟研究,并与圆孔射流进行对比分析。研究结果表明:浅槽孔内部会形成一对循环涡旋,将冷却气向展向卷吸;浅槽孔下游会同时出现肾形涡对和反肾形涡对,反肾形涡对抑制了气膜冷却射流的抬升,改善了冷气贴壁性;与圆孔相比,浅槽孔气膜冷却射流的流场拟序结构分布更为无序,浅槽前缘未出现马蹄涡旋,射流下游也未形成串列的发卡涡;当吹风比增长到1.5时,浅槽孔在低频区(400Hz处)出现主频,在高频区的振幅则远低于圆孔,表明高吹风比下浅槽孔气膜冷却射流流场中低频小尺度涡旋占主导作用。整体而言,浅槽孔提升了气膜的展向扩展能力,冷却性能远优于传统圆孔。     

边界层转捩过程三维扰动的发展和演化

引入展向调制的二维人工扰动激发平板边界层转捩,利用水槽氢气泡流动显示技术观察到转捩边界层中典型三维扰动的产生和发展,包括Λ结构、发卡涡以及发卡涡演化生成环状涡的过程.实验结果显示出环状涡和尖峰结构的关系,直接证实了尖峰结构的产生机理.在流动紊乱化初始阶段发现常出现在湍流边界层中的暗斑结构,结果表明与暗斑相伴随的局部高剪切层不稳定可能是流动紊乱化的重要原因.