微型涡流发生器控制SCCH增升构型流动分离研究

针对等弦长带后掠半模SCCH增升构型襟翼附面层发生流动分离,线性段增升效率降低的问题,采用数值模拟和风洞试验方法,开展微型涡流发生器控制襟翼附面层流动分离研究.首先,采用数值方法分析SCCH增升构型的基本流动现象,获得襟翼流动分离特性,作为微型涡流发生器设计依据;其次,根据涡流发生器工作原理,结合SCCH增升构型襟翼结构与流动分离特性,提出本文微型涡流发生器设计思想和初步设计方案;再次,采用数值方法研究微型涡流发生器控制增升装置流动分离的作用机理,研究微型涡流发生器布置方式、弦向位置、安装角、高度、展向间距等几何参数对流动控制效能的影响规律,提出控制襟翼流动分离的微型涡流发生器设计方案,供风洞试验验证;完成数值设计之后,采用风洞试验方法,进行微型涡流发生器设计方案验证与可能的方案筛选,以验证数值模拟方法、设计方法及涡流发生器设计方案;最后,分析数值模拟和风洞试验研究结果,提出具有工程应用价值的增升装置微型涡流发生器设计原则、设计方法及技术路线,供型号研制借鉴与采纳.研究结果表明,本文针对SCCH着陆构型提出的微型涡流发生器设计方案,经CFD和风洞试验验证,在着陆及下滑进场飞行状态,最大增升与增阻量分别达到10%和14%,符合着陆飞行状态对增升装置的设计要求,且CFD方法提出的设计方案最佳,具有惟一性;同时也表明,本文提出的增升装置微型涡流发生器设计原则、设计方法及技术路线可用于型号研制.     

考虑抖振特性的变弯度机翼设计研究

变弯度技术可以提升大升力系数下机翼的抖振特性,对于提高民航客机的综合性能具有重要意义.构造了光滑、连续、可微的定量描述激波-附面层干扰导致的分离强度演变规律的分离函数,实现了适用于大规模精细化气动外形优化的抖振始发特性评估方法.基于典型的民用客机标模,开展了考虑抖振性能约束的机翼后缘变弯度减阻优化设计研究.结果表明采用后缘变弯度技术,在1.3g抖振点减弱激波以及激波附面层干扰导致的流动分离强度,可以获得1.89%的减阻量.以设计点阻力最小进行优化,设计点机翼后缘能够以更大的逆压梯度进行压力恢复;同时在1.3g抖振状态减小逆压梯度,降低分离强度,从而减弱了抖振性能约束对设计点产生的影响.在俯仰力矩配平条件下,获得接近1%的减阻收益.因此结合分离函数预测抖振特性的气动优化设计方法可以对变弯度机翼进行深入的优化设计,让机翼的变弯度收益具备更为实际的参考价值.     

介质阻挡放电等离子体流动控制的研究

在等离子体激励因素诱导流场变化实验和数值模拟分析的基础上,探索了介质阻挡放电等离子体流动控制的效应．结果表明湍流模型比层流模型可获得更好的结果．通过平板流动实验与压气机叶栅实验相结合的措施,研究了等离子体对外流、内流加速与抑制流动分离的耦合作用．实验结果表明：等离子体激励可以改变边界层的速度特性;在流速低于20m／s时,等离子体激励可显著改善栅后总压和速度分布特征;流速接近50m／s时,等离子体仍会明显改变总压和速度的最小值;可见,在低速流动条件下,采用等离子体激励方式能达到抑制流动分离的目的．     

乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究

乘波体是利用前缘线贴体激波得到高升阻比特性的一种气动布局,产生于某一特定流场．它因前缘钝化引起的脱体激波对气动特性的影响,以及非设计工况时的气动性能,一直是航空工程界关注的工程科学问题．本文利用低速和高速乘波体各自的特性,提出了一个从起飞、加速到高超声速巡航的宽速域飞行器,并根据气动热载,进行了前缘钝化．理论研究和风洞试验结果说明,它在亚跨超和高超声速的范围内都具有良好的气动性能．     

爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.     

高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.     

超燃冲压发动机隔离段流动特性研究

本文通过数值模拟分别研究了出口反压、进口马赫数、进口附面层厚度、长高比、扩张角等对隔离段流动特性的影响。结果表明出口反压、进口附面层厚度、扩张角的增加,以及长高比的减小,可使激波串沿隔离段向上游移动;出口反压、进口马赫数以及扩张角的增加,可使隔离段总压损失增加。     

基于纳米粒子的超声速流动成像

由于超声速流动受到可压缩性、激波、不稳定性以及湍流等因素的影响, 现有流动显示与成像技术在流场结构的高时空分辨率和高信噪比测量中存在一定的问题. 为此, 本文提出了基于纳米粒子的平面激光散射技术（NPLS）, 该技术以纳米粒子作为示踪粒子, 以脉冲平面激光作为光源, 通过CCD记录流场中的粒子图像实现超声速流动的高分辨率成像. 根据多相流体动力学理论和斜激波校准实验研究了纳米粒子在超声速流动中的跟随性问题. 根据光散射理论深入分析了影响纳米粒子散射光强的各种因素. 理论和实验研究结果表明, 纳米粒子的动力学行为和光散射特性大大提高了NPLS技术的时空分辨率和信噪比, 能够再现激波、膨胀波、马赫盘、边界层、滑移线和混合层共存的精细流场结构.     

基于FLUENT的NA63A系列翼型气动特性对比分析

利用计算流体力学软件FLUENT6．3．2对在风力发电领域应用较为广泛的NA63A系列翼型的外部流场进行数值模拟,采用Spalar-S．Allmaras湍流计算模型求解该系列翼型在不同攻角下的压力、速度分布。进而对NA63A系列不同翼型在相同攻角下以及网种翼型在不同攻角下的气动特性进行对比分析并总结规律,为该类翼型的性能研究提供了一定的理论依据。     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素,因此,准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上,建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法,通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算,对计算方法进行了验证．在此基础上,综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术,结合模态空间下结构动力学方程,建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台,对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明,不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率,相比较雷诺平均Navier-Stokes方程,MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构;与颤振明显的区别,各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导,一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合,使结构产生加速度,承受较大的惯性力载荷冲击,是引起结构疲劳的主要因素,验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

激波与可燃粉尘界面的相互作用

对足够强的激波以0°角与气体-可燃颗粒悬浮流界面正碰撞时和以90°角扫过气体-可燃颗粒界面时所诱发的带化学反应的两相流动进行了实验研究和数值模拟,其结果基本揭示了激波与可燃粉尘界面相互作用的发生和发展过程.计算结果与可测实验结果符合较好.     

高速可压缩流动壁函数边界条件的改进与应用

为发展适用于高速流动的壁函数边界条件以降低摩阻和热流模拟时的网格相关性,针对Nichols等人提出的可压缩壁函数边界条件开展了改进研究．首先,通过数值试验修正了可压缩速度壁面律的参数取值·9其次,基于数值试验和理论分析,对温度壁面律的表达式进行了修正;最后,推导了近壁区的热传导项表达式,更准确地实现了壁函数边界条件与CFD程序的耦合．之后,对修正的可压缩壁函数边界条件开展了应用研究．对超声速平板湍流边界层的模拟结果表明：壁函数在壁面法向第1层网格y＋〈400时均能给出准确的壁面热流密度和摩擦系数值,且在稀网格下也可得到合理的边界层速度型、温度型以及湍流涡黏性系数分布;数值实验表明对原始壁函数的修正显著提高了热流密度和摩擦系数的模拟精度．对包含分离流动的超声速凹槽和高超声速轴对称压缩拐角算例的数值模拟发现：基于充分发展的附着湍流边界层理论建立的可压缩速度壁面律对分离区内部近壁区仍然近似适用,可保证分离区内部给出可靠的摩擦系数和热流密度;而对于分离／再附点附近,壁函数的模拟精度相对较差,其原因在于分离／再附点附近的真实速度型与壁函数中速度壁面律形式出现明显差别．     

双旁侧进气高超声速飞机概念设计与评估

要本文提出了一种旁侧进气翼身融合体布局一体化气动构型，并首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的前体设计方案．在全参数化构型设计的基础上，以数值模拟为评估手段，给定不同设计参数对前体进行了分析，结果表明在获得良好容积和升阻性能的同时，利用左右乘波面作为进气道的外压缩面，可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量．进而针对幂曲线、余弦曲线等4种典型的翼前缘形状，开展了整机数值分析．计算结果证明了飞行器的高升阻比优势，同时也发现由于机体／机翼的耦合作用，小攻角飞行状态下机翼前缘可以捕获机体压缩产生的部分高压，故在0°和4°攻角条件下，4种构型的升阻比呈现完全不同大小排列顺序．这一结果也为后续的优化设计提供了方向，即前缘形线的合理选择应可进一步提高飞行器的升阻比．     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究

跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供基础.     

叶轮内部流动分析及结构优化

借助计算流体流动和传热问题的三维流体计算软件FLUENT,对单级离心压缩机模型的叶轮内部流场进行了数值模拟,揭示了其内部流动规律;并找出计算模型结构设计中存在的问题,有针对性的进行结构优化。     

高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法

针对高超声速飞行器同时满足终端约束及过程约束的再入滑翔制导问题,提出了一种全新的准平衡滑翔自适应制导方法．该方法充分利用升力式再入飞行中的准平衡滑翔现象,并以准平衡滑翔条件（QEGC）为核心,一方面,利用QEGC的特定弹道形式实现对终端速度及射程的精确解析预测;另一方面,借助QEGC将传统预测类制导方法难以处理的飞行过程约束转化为攻角约束．该算法不依赖于标准轨迹,实现了制导指令倾侧角及攻角均采用解析公式实时解算,使制导方法具备了自适应能力．CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该制导方法能够导引飞行器平衡滑翔飞行,满足终端约束和过程约束,并且对任务临时改变具有自适应性．该制导方法的鲁棒性通过Monte Carlo仿真得到验证．     

高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

基于灰度差异与自相关的粒子速度/粒径同场实时测量

曝光时间不同, 粒子的数字图像的灰度也不同. 本文基于双曝光粒子像点各像素灰度总和的差异以及数字图像的自相关处理, 实现了流场粒子速度/粒径的同场实时测量. 介绍了该测量方法的理论基础、流场成像及数字图像处理流程, 并对分别添加有35 和75 μm 标准粒子的低速流场进行了速度/粒径的同场实时测量. 图形化结果显示该方法得到的速度/粒径信息能够反映流场的真实流动情况; 另外, 除分布范围略有不同外, 速度/粒径测量结果整体接近正态分布, 中心峰值与预设数值一致. 表明该测量方法能够满足一定的测量精度, 可进一步用于燃油喷雾场等高速流场的速度/粒径测量.     

融合体型机身大攻角流动结构及特性研究

针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论：融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.