高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究

在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼一身组合体绕流流动的控制效果。结果表明：在来流风速100m／s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30％,升阻比最大提高80％。研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础。     

临近空间飞行器多体分离气动分析

针对临近空间特殊的飞行环境和流场特性,以面对称的子母弹为具体研究对象,采用CFD仿真计算的方法,得到了腹抛分离发射方式下分离速度、高度、子弹气动力与姿态角之间的关系,在研究和分析多者之间变化规律和趋势的基础上,提出了适用于临近空间腹抛分离发射的分离方案,这为今后开展该领域分离发射技术的研究和临近空间气动流场的仿真分析奠定了基础。     

脉冲发动机中隔层工作过程的数值分析及试验

为了实现固体火箭发动机的脉冲启动功能,设计了一种软质隔层结构(PSD),数值模拟了隔层的承压及打开过程,得到其应力应变场分布。当隔层承受来自I脉冲10MPa内压作用时,隔层及药柱的最大主应力及应变都在安全范围内,从而证明了该结构承压可靠性;利用扩展有限元XFEM技术模拟了隔层的破坏过程,隔层在II脉冲1.3MPa内压下打开,且打开形式可靠。设计了承压和打开单项试验,验证了数值模拟的准确性,并说明该结构承压、打开及密封性能均满足设计要求,隔层结构可以应用于实际的脉冲发动机之中。     

浮空气囊定常及非定常气动特性计算

对于0~20 km范围内不同外形的浮空气囊,采用虚拟压缩方法求解不可压缩非定常N-S(Navier-Stokes)方程,数值模拟了5个高度下气囊的定常和非定常流场.定常状态时,随高度及气囊外形的变化,模拟了气囊气动力及背风区复杂流动分离.结果表明,当气囊厚度率逐渐增大时,其背风区存在复杂的空间流动分离.运用双时间步方法及动网格技术,成功实现了气囊平移或俯仰运动状态下非定常流场的数值模拟.考察了不同的平移方向及速度对气囊非定常气动特性的影响,得到了气囊平移过程中气动力及流场的变化情况.对于气囊的俯仰运动,获得了不同俯仰速度及不同最大俯仰角时气囊的气动力及流场.计算结果表明气囊的非定常运动对其流场和气动力影响显著.     

Computations of unsteady transonic flow over airfoil at low Reynolds number

Transonic flow over a thin airfoil at low Reynolds number was studied numerically by directly solving two-dimensional full Navier-Stokes equations through 5th order weighted essentially non-oscillatory(WENO) scheme without using any turbulence model.A series of distinguished unsteady phenomena for a thin 2-D transonic airfoil flow were presented.Due to continuous adverse pressure gradient in the subsonic flow downstream of the sonic line, the unsteady separated boundary layer with main vortex and secondary vortex was developed at the rear of the airfoil.At the trailing edge,the vortex-shedding was characterized by periodical connection of the main vortex and secondary vortex on the other side of the airfoil.The unsteady separation and vortex-shedding occurred with the same period.On the airfoil surface,the average pulse pressure related to the unsteady supersonic region was obviously smaller than that related to the vortex-shedding at the trailing edge.With the attack angle increasing from 0° to 2°, the frequency of vortex-shedding decreases about 4.2%.At last, the turbulence intensity and many second-order statistics in the wake region were investigated.      

端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离实验

为揭示端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离的影响规律和流场特征,在不同流场参数和激励条件下分别开展了微秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的实验研究.结果表明:端壁等离子体气动激励可以有效抑制叶栅角区的流动分离,其作用效果在攻角为3°时最佳,随攻角的增大逐渐下降;微秒脉冲激励的流动控制效果随来流速度的增大而降低,随激励电压和占空比的增大而提高,最佳非定常脉冲频率为500Hz;在较高来流速度下,微秒脉冲激励的作用效果十分微弱,但纳秒脉冲激励能够有效抑制角区流动分离;纳秒脉冲激励的流动控制效果随激励电压增大而提高,激励频率对控制效果至关重要,作用效果随激励频率的增大而不断增强,但当激励频率为5kHz时,作用效果有所下降.      

叶身/端壁融合技术工况的适用性

在前期提出并初步验证了叶身/端壁融合(BBEW)技术效果的基础上,以NASA Rotor 67为例实施BBEW改型,研究了100%,90%和80%三种转速,海平面与万米高空两种不同雷诺数工况条件下BBEW技术的实施效果.数值结果表明:相对于原型,BBEW改型在几乎所有工况范围内均显现出总压比、效率等性能提升.在低转速和低雷诺数下的收益更为明显,效率收益可达0.6%~0.8%.这表明BBEW技术具有宽广的工况适用性,将是弯、掠以外叶轮机全三维叶片造型的又一重要方面.      

等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验

进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗.      

合成射流方向布局对S形进气道分离控制的效应

对合成射流控制一种S形进气道边界层分离进行了数值研究.选用狭缝出口的合成射流,详细讨论了展向和流向两种布局对控制效应的影响.结果显示:流向布局相对展向布局具有抗逆压梯度强、穿透深、控制效果持久等特点,在射流动量系数为1.62×10-3,特征频率等于1的工况下,其分离区长度缩减了38.39%.流向布局对S形进气道性能的提升也更显著,出口压力系数比无控制时提高158.91%,总压恢复系数提高0.71%,总压畸变指数降低56.75%.      

全球卫星导航系统兼容性评估方法研究

目前,卫星导航系统兼容性评估方法主要是计算机仿真验证,难以复制真正的导航系统运行条件,改变任何一个参数都需要重新进行仿真,计算量和分析量很大,并存在较大误差。文章以卫星导航接收机为落脚点研究导航信号的兼容性。首先,根据干扰信号对全球导航卫星系统接收机捕获、载波跟踪、数据解调等的影响,推导了即时相关器输出的信号功率对噪声功率加干扰功率之比的模型,建立了基于频谱隔离系数的等效载噪比模型,利用相对较简单的等式就获得了干扰的一级评估;其次,具体分析了GPS C/A码自干扰时导航信号到达地面的功率、天线增益,以及星座功率增益等参数;最后,给出GPS C/A码自干扰时等效载噪比衰减的测试结果,在信号捕获时,多普勒频移为kHz的整数倍C/A码自干扰对所需GPS C/A码的等效载噪比衰减程度最大,达到9.6dBHz。该方法可以为中国新一代卫星导航系统信号设计提供参考。