微型飞行器气动特性和飞行控制

微型飞行器的主要题实质是由于飞行器微小型化面临的低Re数流动引起的附加问题.本文结合微型飞行器的全系统关键技术攻关,分别讨论微型飞行器低Re数绕流特点和机理;不同外形的低Re数气动特性以及飞行控制技术中的相关科学问题.     

高超声速风洞变雷诺数试验技术研究

为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究.该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数.研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟.单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律.本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究.研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律.     

双级轴向旋流器气量分配对流场特性影响的数值模拟与试验验证

为了探究双级轴向旋流器气量分配对流场特性的影响,对相同进口条件下不同旋流器流场特性进行数值模拟,并结合流量特性试验和粒子图像测速仪流场试验进行验证。结果表明:当第1、2级旋流器气量比由0.32增大到1.48时,旋流器下游轴向、径向速度降低,气流扩张角、回流区宽度以及回流率均减小;不同气量分配的第1、2级旋流在文氏管出口与套筒出口之间剧烈掺混,经过套筒出口后,旋流数均小于0.4;在相同的结构形式下,不同气量分配的双级旋流器通过改变第1、2级旋流器在文氏管出口处的旋流数,进而改变了第1、2级旋流相互掺混的强度,并最终影响了下游流场。     

流量比对高位预旋进气涡轮转静盘腔换热影响的数值研究

为提高冷气与涡轮盘的换热效果,针对高位预旋30°进气的转静腔耦合涡轮盘系统进行了数值模拟,研究了不同转静腔入口流量比率和转速对系统换热效果的影响,并对涡轮盘壁面平均努塞尔数(-Nu)、盘体最高温度、盘体温度均匀性进行了分析.结果表明:转速为1×104r/min时,随着转静腔1和2的入口流量比率P从1增加到6,左壁面(-...     

Analytical method of nonlinear coupled constitutive relations for rarefied non-equilibrium flows

It is well known that Navier-Stokes equations are not valid for those high-Knudsen and high-Mach flows, in which the local thermodynamically non-equilibrium effects are dominant. To extend the non-equilibrium describing the ability of macroscopic equations, Nonlinear Coupled Constitutive Relation (NCCR) model was developed from Eu’s generalized hydrodynamic equations to substitute linear Newton’s law of viscosity and Fourier’s law of heat conduction in conservation laws. In the NCCR model, how to solve the decomposed constitutive equations with reasonable computational cost is a key ingredient of this scheme. In this paper, an analytic method is proposed firstly. Compared to the iterative procedure in the conventional NCCR model, the analytic method not only obtains exact roots of the decomposed constitutive polynomials, but also preserves the nonlinear constitutive relations in the original framework of NCCR methods. Numerical tests to assess the efficiency and accuracy of the proposed method are conducted for argon shock structures, Couette flows, two-dimensional hypersonic flows over a cylinder and three-dimensional supersonic flows over a three-dimensional sphere. These superior advantages of the current method are expected to render itself a powerful tool for simulating the hypersonic rarefied flows and microscale flows of high Knudsen number for engineering applications.     

射流式旋涡发生器对涡轮流动分离控制

通过数值计算,研究了稳态小孔射流式旋涡发生器VGJs(Vortex Generator Jets)对低雷诺数涡轮流动分离的控制。通过对VGJs射流孔径、孔间距的几何参数研究,分析了射流对分离流动的控制机理。在此基础上,提出并详细研究了多种不同孔径射流孔组合排列结构对分离流动的控制效果与作用机理。研究结果表明,射流孔组合排列结构,以大孔射流为主,采用小孔小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行"弥补"与调节,可实现总压损失进一步降低22%,射流流量减小25%。     

低雷诺数下吹吸气射流对NACA0012翼型气动性能的影响

基于Favre过滤的大涡模拟方法,对雷诺数Re=104,迎角α=6°下的NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行了数值模拟,从翼型周围流场流线图、速度场云图、上下表面压力系数曲线以及上表面边界层位移厚度等多角度地分析了射流位置以及速度变化对翼型气动性能的影响。结果表明:射流位置对翼型气动性能影响较大,且吸气射流要明显优于吹气射流。对于吸气射流,前缘吸气要明显优于中后缘吸气,可有效增升减阻,并减小翼型尾部流动分离,抑制翼型气动参数扰动,其最佳吸气位置随着速度的增大逐渐向下游移动;而吹气射流对翼型气动系数的作用效果较差,但中后缘的吹气射流可减小飞行过程中的气动扰动量,且吹气越大,效果越明显。     

径向进气轴向出流旋转盘腔总压损失特性研究

在径向进气轴向出流的旋转盘腔中,在哥氏力的影响下,流体速度的切向分量和流体的总压损失均增大,用数值计算方法研究其损失特性缺乏验证。采用试验方法研究了径向进气轴向出流旋转盘腔的压力损失特性,测试了不同工况下的旋转盘腔的进、出口总压,分析了流量系数和旋转雷诺数对径向进气旋转盘腔总压损失的影响规律。试验结果表明：旋转盘腔的总压损失随旋转雷诺数的增大而增大。随流量系数的变化规律较复杂,在较小旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大而增大;在较大旋转雷诺数下,总压损失随流量系数的增大先减小后增大。     

一种新的临近空间螺旋桨地面试验方法

提出了一种采用轨道拖车搭载螺旋桨的临近空间螺旋桨地面试验方法。利用中航工业特种飞行器研究所的高精度拖车试验台控制螺旋桨前进速度,螺旋桨转速由伺服电机控制。针对新设计的临近空间低雷诺数螺旋桨,依据等前进比和等雷诺数相似准则,进行了螺旋桨在不同飞行高度下气动特性的地面试验研究。通过试验数据与片条理论及CFD方法计算结果的对比分析,验证试验方法的可行性及螺旋桨气动性能。结果表明:(1)由于桨尖马赫数较低,等前进比和等雷诺数相似准则适用于新设计的临近空间螺旋桨地面试验;(2)不同飞行高度下螺旋桨地面试验数据与计算结果吻合良好,说明提出的方法是可行的,可为同类螺旋桨试验提供参考。     

直通式封严篦齿内部流动和换热的实验研究

为了研究外界因素对高推动比航空发动机中密封装置性能的影响,介绍了在吸气式内流传热风洞实验台测量了不同雷诺数和不同齿顶厚和齿隙比的工况下对篦齿腔内部流动的影响规律, 并利用该实验台对篦齿顶板表面的换热特性进行了研究． 测量结果说明了在篦齿腔中旋涡的分布及雷诺数变化对旋涡分布的影响．并得出了在不同雷诺数和Ｔ／Ｃ工况下对篦齿顶板表面换热特性的影响