双S弯喷管的流固耦合特性研究

为了明晰S弯喷管的流固耦合特性,数值模拟了流固耦合作用下双S弯收敛喷管的结构变形特征及其内/外流特性。结果表明：S弯喷管的圆转方弯曲构型产生了非均匀的流场分布,并增强了结构的弹性特征,它们通过交换气动载荷与变形位移数据形成了S弯喷管流固耦合的作用机理。在气动载荷作用下,S弯喷管沿Y向的最大变形位移为25.3mm,它位于喷管出口上壁面的中心位置。当喷管的结构变形稳定时,第二弯转弯处下壁面的气流加速至局部超音速,壁面静压大幅降低;第一弯下游上壁面附近形成了气流分离区;喷管出口喷流沿轴向向上偏转。流固耦合作用导致S弯喷管的流量系数减小0.6%,推力系数降低1.8%。矩形截面与弯曲构型是影响S弯喷管流固耦合特性的主要几何特征,其中矩形截面能够显著增大喷管的变形位移;S形弯曲构型虽然能够有效抑制变形特征,但它导致喷管多个区域出现变形,喷管的结构变形分布变得更加复杂。     

协同射流流动控制方法研究进展综述

协同射流（CFJ）是一种基于吹吸气技术的新概念流动控制方法,从提出至今逐渐受到广泛关注。本文围绕协同射流的基本原理、基本概念、研究方法及应用研究进展情况进行了较为全面的综述,回顾了协同射流的提出过程,梳理了协同射流基本概念以及风洞实验和数值模拟研究现状,阐述了协同射流方法在翼型/机翼、控制舵面、旋转叶片、概念飞行器设计中的应用研究进展,并提出了协同射流研究中的几个关键问题,可为今后开展协同射流研究提供参考。     

涡流发生器控制下横向射流穿透特性及优化

在喷孔上游放置涡流发生器(VG),采用纳米粒子平面激光散射系统(NPLS)和粒子图像测速(PIV)技术对5种构型的VG诱导横向射流的流场进行了观测,提取其穿透深度并进行对比,结果表明在喷孔上游放置VG使射流穿透深度提高了30%~60%.对VG构型的几何参数、射流/来流动压比及VG流向位置等变量进行敏感性分析,表明射流/来流动压比对射流穿透深度的促进作用最大.根据目标函数进行了优化设计,表明当VG半锥角为36°、坡度为6°、VG尾缘与喷孔中心无量纲距离为38.8、射流/来流动压比为10.6时,无量纲穿透深度存在最优值12.68.      

BGK-NS格式在复杂流动中的应用研究

作为构造能够同时模拟稀薄和连续流动的混合算法的第一步,本文在前期工作的基础上,考察了气体动理学BGK-NS格式在复杂流动数值模拟中的能力,选取了高超声速再入飞行器大迎角侧向喷流及带栅格翼导弹超声速绕流两个算例.数值模拟结果与实验,以及文献中的计算结果都吻合很好.这充分说明了BGK-NS格式对复杂流动具有良好的模拟能力,也为下一步混合算法的建立打下了良好的基础.     

一种特型燃气舵数值模拟分析

介绍了一种由活动体和固定体组成的特型燃气舵.为了解该燃气舵的相关特性及其与普通燃气舵的区别,分别对该特型燃气舵和普通燃气舵进行了数值模拟.根据数值模拟的结果,从流场、热效应、固体颗粒影响及气动性能4个方面进行了分析.与普通燃气舵相比,特型燃气舵具有抗侵蚀能力强、结构质量轻和阻力小等优点,但也有升力小的缺点.     

火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序

本文叙述了作者开发的基于Chapman-Korst理论的超音速底部压强计算方法及其计算程序CRMBP。该方法及程序计及了喷流、喷管和火箭后体多种参数的影响,以及羽流诱导分离情况。计算结果与实验结果符合得较好,特别是冷喷流情况。本文的方法及其程序可供设计部门作设计计算及参数分析使用。     

壁面喷流可控环量机翼的数值计算

本文提出一种适用于可控环量机翼研究的势流/粘性流的数值解法,包括钝体分离绕流的一种势流解,以及改进的Spalding统一边界层理论的解。通过对具有壁面切向喷流可控环量圆柱绕流和类椭圆翼绕流所作出的数值计算表明,在其计算模型确定后,就不必依赖实验数据来模拟实际问题,计算结果与实验数据符合较好。     

垂直射流混合的三维湍流数值模拟

采用三维ＳＩＭＰＬＥ程序和ｋ－ε双方程湍流模型对三维受限垂直射流进行数值模拟,研究了不同的几何变量和流动参数对射流穿透和混合的影响。模拟结果表明,三维垂直射流最显著的流动特征是形成了流向旋涡。射流与来流的混合程度取决于旋涡的位置、作用范围和强弱。单股射流随动量比、旋涡强度和尺度的增加,混合增强。对于单排多股射流,喷孔间距直接影响旋涡涡心位置。密排射流,旋涡过于靠近下壁面,旋涡无法影响上面来流;但喷孔排列也不能过于稀疏,否则涡对靠的太近,旋涡对侧面影响不大。Ｓ／Ｈ和动量比不变,改变孔径Ｄ对射流穿透几乎无影响。这一重要结论说明Ｓ／Ｈ和Ｊ是决定多股受限射流穿透深度的最重要的量。     

斜切喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用三阶MUSCL TVD格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组，湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型，数值模拟了两种斜切角喷管在喷口压比为2.0，2．8，3．4和4．0条件下的欠膨胀超声速射流场，获得了射流场流谱和参数分布，计算结果和实验数据符合良好，并给出了喷管斜切角和喷口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线。     

尾喷流对飞机升力特性影响的研究与估算

本文对飞机低速飞行时尾部喷流对飞机机身的影响进行了定性讨论和研究，阐明了发动机尾喷流对飞机水平尾冀的影响。在大量实验数据基础上给出了供飞机设计者在飞机初步设计阶段使用的升力特性工程估算公式和曲线。