双S弯喷管流动特性及红外辐射特性分析

基于分区控制技术,发展了型面易控的双S弯喷管型面设计方法,用CFD数值模拟技术,对双S弯喷管的流动特性进行了数值模拟.采用信息通道界面(MPI)并行算法编写了基于离散传递法的红外辐射特性计算程序,对双S弯喷管红外辐射特性进行了计算,并与具有相同进出口面积的轴对称收缩喷管的红外辐射特性进行了对比.研究表明:双S弯喷管宽边探测面红外辐射强度低于窄边探测面红外辐射强度,最大幅度为80%;与轴对称收缩喷管相比,双S弯喷管红外辐射强度明显降低,尤其在宽边探测面的30°~40°探测方向上,比轴对称收缩喷管的红外辐射强度低大约30%.      

基于内流场PSP测量技术的图像后处理

由于在测量模型表面压力方面具有独特的优势,光学压敏测量技术（Pressure-Sensitive Paint Technique,PSP）近年来受到了广泛关注。然而,由于内流场流动的复杂性及狭小的几何空间,内流场的PSP压力测量实验难度非常大,影响了PSP的测量精度与显示效果。基于对光学压敏测量技术测量原理的深刻理解,结合图像对准与三维重构理论,探究并优化相应的图像处理流程,自主发展了PSP图像的三维重构程序。以某平面叶栅叶片PSP实验图像为研究对象,按照提出的优化图像处理流程,提高了叶片表面PSP测压的精度,实现了叶片表面压力场的三维重现,并与静压孔测量结果进行了比对。结果表明：所发展的PSP图像处理方法及流程,是现有测量条件下提高PSP测量精度的有效措施之一,且经过叶片表面压力场的三维重现,便于获取图像上的压力信息。     

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法。该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力。实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究。通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响。在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动／不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程。     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。     

基于传声器阵列的航空发动机噪声源识别研究

为了实现新一代发动机的噪声源识别技术,对于测试所得到的民用飞机发动机的整体噪声数据,通过部件噪声分解方法,将其分解到各个部件,并且认识当代民用飞机发动机噪声源的基本特征.开发出利用发动机整机噪声数据的噪声源识别系统,采用反卷积法将波束成型法的结果作为中间声源,从中获取所需要的声源信息,使得最终的结果更加准确.通过获取的发动机整机噪声数据,验证传声器阵列技术的可行性,并且证明了系统的可行性和有效性.     

流量分配对涡轮叶片内通道压力分布特性影响的实验研究

为掌握某型涡轮叶片内流通道不同出流位置的流量分配比例对该通道压力系数分布的影响规律.对该通道进行合理简化并根据相似原理,采用几何放大模型,在通道进口雷诺数Re=2.7×10^4～3.4×10^4的条件下,研究出流孔一、出流孔二及出流孔三5种不同流量分配情况的通道压力系数分布,结果表明：三处出流位置流量分配的变化对第一通道压力系数的影响并不明显,而对第二和第三通道的压力系数有明显影响;减小出流孔一、出流孔三流量分配比例以及增加出流孔二的流量分配比例会使通道压力系数整体较低;增加出流孔三流量分配比例使第三通道压力系数整体较高且沿流程下降趋势缓和.     

直升机旋翼桨叶载荷标定新方法研究

直升机飞行时桨叶会产生挥舞、摆振和扭转等复杂运动,受到这三种复合载荷的作用,必须辨识、解耦和提取载荷测量信号.为了消除挥舞对摆振的影响,提供一种新的方法以确定桨叶实际预扭角,消除挥舞对摆振的耦合,弥补了以往方法的不足,从而得到了更为真实的载荷数据.     

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。     

超燃进气道分离流动的凸起物控制机理研究

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes方程,研究了利用凸起物作为涡发生器的被动控制方法,及其对高超声速流动分离现象的控制效果。结果表明高精度数值格式能够捕捉到复杂精细的流动分离结构,总结了摩阻、压力等在分离再附位置的变化规律;发现凸起物通过诱导形成局部流向涡进行流动控制,能够改变压力分布,减弱分离强度,影响分离结构。