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气动研究与试验
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气动研究与试验/Journal Aerodynamic Research & Experiment
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    V形钝化前缘激波干扰问题

    李祝飞王军张志雨杨基明...
    1-13页
    查看更多>>摘要：针对高超声速进气道 V 形溢流口处极易形成复杂激波干扰,并产生严酷气动热/力载荷的问题,本文梳理和总结了近年来提炼模化出的 V 形钝化前缘(VBLE)及其相关研究的进展情况.回顾了 V 形钝化前缘模型的提出过程,介绍了其几何及流动的主要特点,分析了 V 形钝化前缘的激波干扰类型、气动热/力载荷以及激波振荡特性,探讨了降低局部极高气动热/力载荷及抑制激波振荡的优化设计方案,并对未来的研究方向进行了展望,以期促进对 V 形钝化前缘激波干扰现象的深入理解.

    激波干扰激波振荡气动热V形钝化前缘优化设计

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    超声速环形引射器混合室皮托压力测量实验

    李智严徐万武叶伟梁涛...
    14-21页
    查看更多>>摘要：皮托压力可以直接反映出超声速引射器混合室内的流场特性,但受结构限制,在锥形混合室内沿流向连续测量皮托压力具有一定困难.本文提出一种适用于锥形混合室的皮托压力测量装置,能够在同一工况下获得锥形混合室不同截面上高空间分辨率的皮托压力.为验证测量装置及方法的有效性,对超声速环形引射器锥形混合室的皮托压力展开测量实验.结果表明,皮托压力的径向最小空间分辨率达到1mm,可从皮托压力剖线上清晰地分辨出边界层、一次流区域、二次流区域及混合层.同时发现,在一定的流向距离内,基于皮托压力的混合层厚度随流向距离近似呈线性增长,且归一化的混合层厚度增长率与前人报道的实验结果吻合较好,进一步验证了测量方法的可靠性.

    超声速引射器环形引射器皮托压力混合层

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    国家数值风洞风雷软件结构/非结构混合网格同构计算特性

    杜一鸣麻彤邱福生陈祖昌...
    22-39页
    查看更多>>摘要：传统计算流体力学(CFD)结构与非结构网格在网格生成难度、近壁区网格质量、远场网格密度等方面均具有互补性,若能够将两者结合构造"结构/非结构混合网格",便可充分发挥不同网格类型的优势.基于国家数值风洞风雷软件的任意网格"同构混合计算"框架,采用RAE2822翼型和ONERA M6机翼标模算例,以日常生成习惯并保证网格规模相近的情况下,构造了结构、非结构以及结构/非结构混合网格,对比分析了不同类型网格的求解特性.初步研究结果表明,对于跨声速激波弱分离流动问题,采用风雷软件求解结构/非结构混合网格能够得到与实验数据吻合较好的计算结果,同时收敛性和计算效率较纯结构和非结构网格也更好.但结构-非结构计算域交界面处存在变量的不连续,近壁区结构网格的层数会对计算结果产生明显影响,只有保证足够的结构网格覆盖范围以及较好的过渡性才能保证近壁区求解精度.此外,根据计算经验提出了结构/非结构混合网格的生成策略和调用风雷软件进行计算的应用指南,能够为风雷软件工程应用提供参考.

    国家数值风洞风雷软件结构/非结构混合网格气动标模验证计算精度和效率收敛性工程应用指南

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    基于CFD方法的高速直升机垂直飞行性能计算

    崔壮壮原昕招启军赵国庆...
    40-51页
    查看更多>>摘要：为了对共轴刚性旋翼高速直升机的飞行性能进行高精度预测,本文采用计算流体力学(CFD)方法建立旋翼以及机身的高精度气动力模型和需用功率模型,采用动量源方法计算旋翼/机身之间的干扰,并将干扰产生的附加载荷以垂直增重系数形式计入旋翼气动力,在旋翼操纵量配平情况下进行共轴刚性旋翼气动力与需用功率计算.在此基础上,考虑传动系统限制和旋翼失速限制对共轴刚性旋翼高速直升机的垂直飞行性能进行高精度计算与分析.结果表明,采用高精度的旋翼气动力CFD建模方法与配平策略,可以有效地保证共轴刚性旋翼高速直升机垂直飞行性能的计算精度.

    高速直升机共轴刚性旋翼CFD方法配平垂直飞行性能

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    内吹式襟翼边界层控制技术研究

    温庆杨康智彭新春程志航...
    52-57页
    查看更多>>摘要：本文对内吹式边界层控制方案的气动力特性进行风洞试验,获得了不同吹气动量系数时的气动力特性,同时对该方案进行计算流体力学(CFD)数值模拟对比研究.为了大幅减少网格数量,数值模拟的吹气边界选择在喷口处代替稳压腔边界,采用变风速的形式改变吹气动量系数.结果表明,数值模拟和风洞试验结果整体趋势吻合较好,计算结果在升力方向上较为乐观,在大吹气动量系数时,起飞状态计算比试验的升力系数大5.7%左右,俯仰力矩系数的误差在3%左右.计算结果还表明,采用高速气流对襟翼边界层进行吹除,增加了襟翼边界层的能量,消除了襟翼的分离,襟翼吹气不仅增加了襟翼上面的负压,由于高速气流的引射作用,主翼面的负压同样大幅增加,进而提高整个翼面的升力;在大迎角时,失速形式仍旧是襟翼失速,而不是头部失速.

    边界层控制吹气动量系数数值模拟风洞试验失速形式

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    横向喷流与超声速来流干扰的机器学习预测研究

    韩天依星胡姝瑶蒋崇文高振勋...
    58-68页
    查看更多>>摘要：横向喷流与超声速来流干扰是高超声速飞行器中反作用控制系统工作时发生的重要流动现象.本文基于机器学习方法对横向喷流干扰流动中的壁面干扰压力分布进行了建模,首先依据干扰压力系数分布特征进行数据采样;然后采用特征正交分解方法将采样数据降维;最后通过神经网络方法对干扰压力系数分布与工况参数的相关关系进行学习.本文采用的机器学习方法适用于喷流与超声速来流干扰流动,能够对壁面干扰压力分布进行较为准确的预测.

    横向喷流干扰机器学习特征正交分解神经网络

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    超声速流向拐角流动稳定性分析

    徐东晓王亮符松卢恩巍...
    69-74页
    查看更多>>摘要：由两部件垂直装配形成的流向拐角是飞行器上常见的结构,流向拐角形成三维流动,且在试验中观测到流向拐角流动具有不稳定特性.本文采用可压缩流向拐角流动自相似解,得到Ma 4.5层流基本流.在此基础上,开展二维Bi-Global稳定性分析.稳定性分析得到了特征值谱,并发现存在两种不稳定模态,即相对较高角速度下的S系列模态和在相对较低角速度下的F系列模态,分别给出了最不稳定模态的扰动型函数.分析发现,S系列模态扰动主要在近似一维流动区域,是一维平板边界层流动Mack第二模态在角域流动中的二维延伸;而F系列不稳定模态扰动峰值在角点附近,是角域问题特有的不稳定模态.在中性曲线上,两种不稳定机制各自包围形成对应的不稳定区间.

    超声速流向拐角流动Bi-Global稳定性分析

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    黏性耗散对壁面热流的贡献

    张朋宋余滨夏振华
    75-80页
    查看更多>>摘要：壁面的热流贡献可以被分解为湍流传热部分的贡献、分子传热部分的贡献、压力功部分的贡献和黏性应力功部分的贡献(VW)4部分.本文首先在低马赫数Ma 0.3(近似不可压缩流动)和中等马赫数Ma 1.5的可压缩槽道湍流中对该分解公式进行了进一步验证,所得结果和壁面直接计算的热流符合得很好.在此基础上,进一步将脉动场黏性应力功的贡献VWf分解为螺旋耗散、膨胀耗散以及脉动密度相关项耗散,发现脉动场部分的贡献主要是螺旋耗散项.数值结果显示,在低马赫数下,黏性应力功部分依然是壁面热流的主要贡献项.

    壁面热流可压缩槽道湍流黏性耗散低马赫数

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    等离子体能量沉积控制高超声速气动力研究

    王宏宇谢峰李杰姚程...
    81-88页
    查看更多>>摘要：主动流动控制技术具有响应快、结构简单、使用灵活等优点,在航天器设计中具有广阔的应用前景.本文开展了等离子体能量沉积控制高超声速激波的风洞试验,试验模型为平板-斜坡组合模型,来流马赫数为6.采用高速纹影成像技术获取了平板两对电极间产生的等离子体能量沉积对斜坡诱导激波的控制效果,并通过求解带能量源项的雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了能量沉积作用下的流场特性及参数分布.试验结果表明,由于等离子体能量沉积的热效应,其可在平板壁面处诱导压缩波,并形成相对可持续的等离子体层,该等离子体层与高超声速斜激波相互作用时导致了激波弱化.数值计算结果表明,由于激波弱化,斜坡压缩面被等离子体层覆盖的区域压力减小,同时引起模型气动力显著变化.当能量沉积的瞬时功率为4000W时,阻力减小率为55.4%,俯仰力矩变化率为6.9%,而升力变化不明显.研究发现,在等离子体能量沉积的控制下,斜激波的再附点沿斜坡压缩面向上移动,且能量沉积的瞬时功率越大,等离子体层越厚,激波再附点移动的距离越大,相应的阻力减小率越大.最后,阐明了等离子体能量沉积改变模型气动力/力矩的控制原理.

    等离子体流动控制激波/边界层干扰高超声速气动力控制激波减阻风洞试验

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    一种在高超声速条件下展开的充气翼

    陈旭冯昊武士轻
    89-97页
    查看更多>>摘要：针对一种在高超声速飞行条件下展开的充气翼进行了研究.分析了充气翼结构布局对变形情况和应力分布的影响,设计了能够从狭小的翼舱内展开的折叠方案.对充气翼在高超声速来流条件下的热流情况进行了分析,通过仿真计算给出了柔性防热材料方案.最后,通过充气翼结构原理样机的地面充气展开试验,验证了结构布局和折叠方案的可行性.

    充气翼高超声速折叠/展开柔性防热材料

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