阵风发生器流场特性分析与试验验证

为了有效安排试验以及进行数据分析,需要事先获知阵风发生器扰动流场特性.基于某型叶片阵风发生装置,对影响阵风强度及其分布形态的各种因素进行了深入细致的讨论,重点分析了叶片摆角幅值、振荡频率、来流风速以及叶片侧向间距的作用.数值模拟结果显示:上述敏感参数不同程度地影响了中心线各点阵风幅值.侧向阵风速度幅值在叶片下游各截面具有相似的分布形态,且在小攻角范围与叶片摆角幅值保持线性变化.因此选定来流风速和振荡频率后,调节叶片摆角幅值较易获得期望的阵风强度.风洞试验表明:阵风发生器特性分析具有实用价值.     

催化剂对含细粒度HMX的硝胺推进剂高低压燃烧特性的影响

用水下声发射法测试推进剂药条不同压强下的燃速,按维也里公式r=bpn计算某压强段的压强指数,研究了催化剂辛基二茂铁(T27)、炭黑(C)和铬酸铅(Pr)不同含量及其复合使用对含细粒度HMX的硝胺推进剂高低压燃烧性能影响。结果表明,随着T27含量的提高,推进剂燃速相应提高,T27降低高压段压强指数,在低压段反而增大;C、Pr对推进剂的高压燃速影响不明显;随着C含量的增加,低压段压强指数降低,高压段先增加后降低,降低效果非常明显;Pr使低压段压强指数稍有降低,高压段压强指数反而升高;T27、C、Pr催化剂复合使用对高低压燃速无协同效应,对降低低压段压强指数无协同效应,在对降低高压段压强指数,具有协同效应,高压段压强指数可降低为0.359 9。     

基于CFD/CSD的非线性气动弹性分析方法

提出了一种基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)的非线性气动弹性分析方法,并应用于切尖三角翼的非线性颤振和极限环振荡(LCO)研究。该方法将非线性有限元(FEM)和CFD计算相结合,并辅以高精度的界面插值,能够分析结构和气动非线性共存的气动弹性问题。结构部分以四边形平板壳元为基础,采用更新的拉格朗日(UL)方法分析结构大变形引起的几何非线性问题。气动部分以Navier-Stokes(N-S)方程作为控制方程,采用CFD方法计算跨声速气动力。机翼的非线性颤振计算表明了方法的有效性。最后应用该方法研究了切尖三角翼的LCO现象,其计算精度明显优于已有结果。     

Ⅱ型PIO反馈与前馈抑制系统对比

 当舵机速率限制饱和时会产生附加时延,恶化飞行品质,触发Ⅱ型驾驶员诱发振荡（PIO）。运用描述函数法研究速率限制反馈（RLF）和死区增稳（DASA）Ⅱ型PIO抑制系统的开环相位补偿能力,提出RLF抑制系统的参数优化选择方法,分析了DASA抑制系统中死区和滤波器参数对相位补偿能力的影响。研究了两型抑制系统对正弦与偏差输入信号的开环响应特点。建立了含速率限制器的人机系统数学模型,基于描述函数法探究了Ⅱ型PIO的产生机理,推导了抑制Ⅱ型PIO发生的公式,应用连续信号相位补偿法抑制Ⅱ型PIO的发生。对阶跃、离散和正弦3种易于诱发PIO现象的跟踪任务进行数值仿真,对比了两种抑制系统的Ⅱ型PIO抑制能力。结果表明,反馈型RLF抑制系统对Ⅱ型PIO的抑制能力强于前馈型DASA抑制系统,有效降低了Ⅱ型PIO发生的可能性。     

神经网络模型在TDNS准则中的应用研究

时域Neal-Smith（TDNS）准则源于频域Neal-Smith（FDNS）准则和阶跃目标跟踪准则,被广泛应用于纵向驾驶员诱发振荡（PIO）趋势的预测研究。在该准则采用的人机闭环系统中,广泛运用结构简单且能反映飞行员基本行为特征的拟线性驾驶员模型。但在实际情况中,驾驶员的行为通常具有高度的非线性,为了更精确地描述驾驶员的非线性特性,采用神经网络方法建立驾驶员模型。利用某机的试飞数据对神经网络进行了训练和测试,生成了神经网络模型。针对TDNS预测准则,建立了相应的仿真模型,通过仿真运算,得到了该飞机的P10预测结果。研究表明：相对于传统的驾驶员模型,神经网络模型能够更好与真实驾驶员相匹配;在TDNS评估准则中运用神经网络模型具有实际的意义。     

振荡管流换热的解析解及强化换热特性

经求解随时间正弦变化的非定常压力梯度下,管内流体振荡时的运动方程和能量方程,得到了振荡管流换热的速度场、温度场以及当量导温系数的解析解.通过分析可知,影响管内振荡流轴向换热的无量纲参数主要有:无量纲振荡频率,无量纲振幅和流体普朗特数.其中,无量纲振荡频率直接影响流动的速度分布,且随着无量纲振荡频率增加,强化换热效果增强.随着无量纲振幅的增大,管内流动有效导热面积增加,等温面法向温度梯度也增加,使得强化换热效果增强.强化换热效果同样也随流体普朗特数的增加而增强.      

介质温度和工作压强对发动机燃烧室中压强振荡的影响

采用大涡模拟方法研究了介质温度和工作压强对模拟燃烧室中压强振荡的影响,旨在获得相同发动机结构条件下,冷流实验和发动机热试车之间压强振荡的联系,探索采用冷流实验方法研究实际发动机流动稳定性的可能性。研究结果表明对于相同结构的发动机,冷热流之间存在很大程度的一致性,全尺寸发动机的实验数据和数值模拟结果也给予了验证,介质温度决定了压强振荡的频率,工作压强决定了振荡的振幅。     

轴对称后向台阶不稳定流动及压强振荡数值研究

使用翼柱形装药的战术发动机,在翼槽烧完时会出现轴对称的后向台阶结构,易产生转角涡脱落引起的声涡耦合现象。根据战术发动机中后向台阶流动特点设计简化模型,从线性稳定性理论出发,应用声涡耦合模态预测方法进行分析。采用湍流流动的大涡模拟(LES)方法,进行了较宽来流Re数条件下后向台阶不稳定流动的数值模拟,获得了转角涡脱落产生的一般过程,分析了不同来流条件下的旋涡多尺度运动规律。通过分析流场中关键位置的压强振荡,研究了气动声学现象。结果表明,声涡耦合模态预测方法可对不同速度下可能诱发的声场固有频率进行合理预测。流场头部压强波动的振幅最大,频率与声场轴向声模态相耦合。再发展区出现低于轴向基频的宽峰振荡主要受大尺度旋涡运动的影响,该频率与基频接近时,会造成基频的多峰现象。当近壁面小尺寸旋涡形成频率接近声场某阶固有频率时,该频率及更低阶频率就有可能被激发。     

射流微振荡器的设计与实验研究

设计了一种由双稳射流元件和振荡腔组成的射流振荡器,射流元件输出口经过振荡腔接回元件的控制口构成反馈.通过实验研究了供气压力、反馈管路长度和振荡腔容积等影响振荡频率的主要参数,同时分析了振荡器的工作机理,为射流振荡器的应用提供了理论和实验依据.     

前向空腔的弓形激波特性研究

在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究,应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值,利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体距离预测方法,结合国外的试验测量结果与Organ-pipe理论,验证了这种方法的有效性和适用性,且该方法对激波脱体距离的预测结果与FD-14A风洞试验结果一致。此外,基于这种方法讨论了空腔振荡频率预测方法存在的争议。最后,研究了Ma=10流场下球锥体-前向空腔构型的脱体激波振荡幅值与平均速度的规律。