鼓包对舵的气动特性影响研究

 运用自适应八叉树结构直角网格 Euler算法对舵的流场进行了模拟。与无鼓包的舵相比较,带有鼓包的舵其气动特性,尤其是阻力有所变化。给出了直角网格生成方法以及 Euler方程解法。结果显示,本算法很准确地捕捉了激波,真实地模拟了该流场。在此基础上讨论了鼓包及其位置对舵的气动特性的影响。     

侧滑角对鼓包诱导曲面激波/边界层干扰特性的影响

利用仿真方法对侧滑条件下设计马赫数为2的三维壁面鼓包诱导流场进行了研究。结果表明:随着侧滑角的增大,迎风面的展向压力梯度增大,鼓包表面高压中心向迎风面偏移使得迎风面前缘旋涡强度增强,迎风侧出口总压恢复损失,最终导致鼓包下游流场畸变增加。同时鼓包表面流动拓扑结构表明,随着侧滑角的增加,迎风面分离区的准锥形相似特性增强,而背风面由准锥形相似逐渐发展为准柱形相似。      

前缘复合改型在压气机平面叶栅中的应用初探

为了探究同时应用不同前缘改型对压气机叶栅的影响,以DMU37动叶5%叶高处叶型的平面叶栅为原型,采用数值计算方法,探究4种椭圆形前缘改型及4种椭圆鼓包复合改型对叶栅流场及性能的影响,考虑的主要影响参数分别为椭圆长短轴比和鼓包波幅。结果表明:-6°～+4°冲角时,椭圆形前缘方案可不同程度地降低前缘吸力峰及总压损失系数,特别在正冲角条件时改善效果更好;长短轴之比为4的椭圆形前缘方案综合性能最好,主流区吸力峰高度降低56.3%,+4°冲角时,总压损失系数和可比原型叶栅降低5.8%;0°冲角下,椭圆鼓包复合改型的损失相比原型叶栅均有所增大;+4°冲角时,各椭圆鼓包复合改型方案均能有效降低损失,总压损失系数最多可比原型叶栅降低7.5%,表明椭圆鼓包复合改型在+4°冲角时可以提高叶栅气动性能。     

一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

基于密切原理的Bump进气道外压缩鼓包逆向设计

基于密切乘波理论提出一种Bump进气道外压缩鼓包的设计方法,可根据制定的激波形状及其曲率中心分布来逆向求解外压缩鼓包型面。通过引入曲率中心分布这一变量,可以控制横截面激波形状并调节外压缩鼓包的三维外型及其表面横向压力分布,进而提高外压缩鼓包的附面层排移能力。同时,发展了一种Bump进气道的流量系数快速估算法,能够在设计初期以不超过2%的误差快速给出进气道的流量系数。结果表明:基于密切原理的外压缩鼓包设计有利于改进Bump进气道的流量捕获和附面层排移能力。算例中,较锥导鼓包模型,密切鼓包方法设计的Bump进气道流量系数提升4.03%,附面层排移能力提升2.12%。      

不同波系配置的鼓包压缩面流动特性实验研究

为探究波系配置对鼓包压缩面流动特性的影响,通过纹影和基于纳米粒子示踪的平面激光散射系统(NPLS)观测以及压力测量等实验手段,研究了三种不同波系配置的鼓包压缩面诱导的复杂流动,获得了鼓包压缩面上的压力分布、边界层分布特性以及鼓包压缩面上的精细流场结构。结果表明:三种不同波系配置的鼓包压缩面均具有边界层排移能力,在鼓包对称面上,沿流向边界层不断降低,边界层不断向两侧排移,在鼓包侧面形成堆积。尽管如此,压缩过程的不同,边界层的排移过程存在一定差异,对于单锥鼓包,其最先将低能边界层排移掉,而双锥和等熵锥鼓包略为迟缓,但三种鼓包末端的边界层厚度大体一致。此外,三种鼓包压缩面对称面上前中部压力梯度存在较大差异,但鼓包末端具有相同的压力分布。因此,在保证总偏转角一致的情况下,具体选用哪种鼓包配波方式对于边界层排移、增压能力而言没有显著的差异。     

含裂纹半无限大板受集中力作用的应力强度因子

本文釆用交替法求解了含边缘裂纹或内部裂纹或半无限长裂纹的半无限大板在板面内受集中力作用的应力强度因子。此法以平面弹性力学的两个问题为基础,而此两问题的解是已知的。第一个是裂纹表面受任意载荷的无限大板,第二个是半平面在边界上受任意载荷作用。然后交替地满足边界条件。计算结果已绘成曲线。     

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。     

一种进气道内激波/边界层干扰控制的新方法及其流动机理

针对高超声速进气道内经常存在的激波/边界层干扰现象,提出了一种基于可变形壁面鼓包的激波/边界层干扰控制概念,并对相关流动机理及参数影响规律进行了细致研究,结果表明：可变形鼓包通过其迎风侧的预增压作用,外凸段膨胀波束对反射激波的削弱作用,以及膨胀波束对边界层气流的加速作用来对激波/边界层干扰现象进行抑制;当激波入射点位于鼓包背风侧膨胀波区时,鼓包对边界层分离的抑制效果明显,并且适当增加鼓包高度可增加其抑制效果;对于鼓包迎风侧型线,在设计时应尽量采用较小的内凹段曲率,同时在外凸段上其最大曲率点应尽量与激波入射点靠拢,而对于背风侧型线的设计则应选择相近的外凸段和内凹段曲率较为合适。     

方舱受热鼓包分析

分析论述了引起方舱受热鼓包（也叫热失稳）的几种可能的原因；并对每种可能的原因进行了简要的计算和评估；提出了防止方舱受热鼓包的途径及措施。