高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

用Schamberg方法计算卫星阻力系数

Schamberg的“超热自由分子流”粒子-表面作用模型比较真实地反映了高空大气分子与空间飞行器材料之间的相互作用,它可以用来计算卫星的阻力系数。本文简要叙述该模型的基本思想,介绍几种常见简单几何形体卫星的阻力系数计算公式,并给出计算曲线。     

前缘钝度对高速翼型颤振边界的影响

高速飞行器控制面前缘不同的钝度对其气动特性具有影响,同时也影响了其气动弹性特性。采用了CFD/CSD耦合计算方法,研究3种不同钝度的前缘对2维翼型在Mach数为5时的颤振边界的影响。计算结果显示,随着翼型的钝度增加,颤振边界不断提高,即前缘钝度增加了气动弹性稳定性。     

一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用

为便于前缘钝化高超声速进气道设计与性能分析,将CFD方法与特征线法相结合,提出一种高超声速钝化锥/楔流场的快速精确计算方法(CCM方法)。该方法将CFD方法的精度与特征线方法的效率相结合,可进行前缘钝化高超声速进气道的快速设计与性能分析。利用CCM方法设计了一种前缘钝化两级锥轴对称进气道构型,分析了前缘钝化对进气道前体波系位置的影响,并采用CFD模拟开展了相应的对比考察和性能参数影响研究。结果表明,对于轴对称进气道,当前缘钝化半径较小时,进气道前体波系位置及流动性能基本不变;当钝化半径增至一定的尺度后,前缘激波向外偏移以及进气道性能参数的下降开始显露并渐趋明显。在设计状态点附近,低来流Ma下前缘钝化对轴对称进气道性能影响更为显著。对于该轴对称进气道构型,前缘钝化半径在10%捕获半径内变化时,进气道流量系数、出口截面总压恢复系数等参数变化幅度均在10%以内;进气道自起动Ma数略有下降。      

一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。     

头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1相似文献   

乘波体构型气动性能与实用性研究

为了进一步研究乘波体的气动性能和实用性,探究其在飞行器设计中的应用价值,针对影响乘波体气动性能的外形几何参数、非设计状态、前缘钝化半径等参数进行了数值计算和分析,并对乘波体外形进行了优化改进。研究结果表明:乘波体的前缘曲线决定了其外形参数和气动性能,而前缘曲线受自由流面影响;非设计状态下,乘波体依然具有较理想的升阻比;前缘钝化处理使得乘波体下表面高压气流上泄到上表面,降低了乘波体的升阻比;外形优化使乘波体的实用性得到显著提高,并保持较高的升阻比;乘波体构型具有应用于高超声速飞行器前体外形设计的优势和潜力。     

前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响

为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。