高超声速层流干扰流场研究

文章研究了高超声速来流绕三维凸起物的层流干扰流场特征。研究工作在M=8轻活塞式炮风洞内完成,通过可改变楔角的模型试验给出纹影照片与特征位置的表面压力分布,分析了楔角变化引起的流动分离范围的变化、激波系的生成与演变以及压力分布及压力峰值改变规律。

绕方柱类凸起物分离流研究

本文发表了一组物面上按装方形凸起物引起流动分离的试验研究结果。全部试验在高超声速来流（Ｍ＝５）条件下完成，流场中的方形凸起物在改变几何高度时，引起激波与边界层干扰流场的形态与物面压力分布规律的改变，说明方形凸起物的高度参数Ｈ／Ｄ在不同的范围内，对流场的影响不同。上述结果给出方形凸起物对应分离流场的特点，界定了竖直柱干扰区的分离边界与压力峰值。

近空间飞行器的气动复合控制原理及研究进展

简单回顾与讨论了在飞行器穿越大气层时,使用气动复合控制方案的必要性与可能性.其中最复杂情况为发动机喷流推力与舵面空气动力共同使用所形成的复合控制.喷流与外流相撞引起的强干扰形成了十分复杂的干扰流场,文中介绍了复杂流动形成的原因、流场结构的特点以及干扰引起的流场改变影响了飞行器性能的预估.基于3种研究途径:理论建模与数值模拟技术、地面试验模拟技术、飞行试验技术的研究,以及它们的发展及互相验证,用来预估飞行器的性能.为了保证地面模拟与真实飞行之间存在相似关系,研究相似准则的作用,及分析目前的模拟能力,涉及到许多空气动力学界至今尚未解决的难题,为了解决这些困难对今后的研究及应用提出了多方面的需求.

大后掠钝舵高超声速干扰特性实验研究

文章采用热流率测量和纹影拍摄技术,对高超声速层流湍流边界层条件下钝舵干扰流场进行了实验研究.实验在高超声速炮风洞内完成,来流Mach数为6,8.研究结果表明层流与湍流干扰流场之间存在较大差别,层流状态下干扰流场存在分离,平板干扰区内热流率存在负增量,舵面上存在明显的热流率峰值;湍流状态下干扰流场无分离,干扰对平板干扰区内热流率影响较小,舵面上无明显峰值.

高速流绕平板边界层特性研究

本项高超声速流绕平板的边界层特性实验研究在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)的炮风洞中完成.为了研究分离流动特性,选择了一项实验研究,通过实验分别提供绕模型的附着流动与分离流动实验结果.其中第1个模型为顺流平板,第2个模型为平板上安装突起物,它们分别对应附着流与分离流动.文章专题研究平板绕流,为附着流,它是分离流动的基础.

绕凸台的高超声速分离流动研究

本文研究高超声速流动绕三维低凸台的流动特性。凸台高度与边界层厚度之比介于0.5～0.8,凸台周边倾角介于14°～45°。在高超声速风洞中,来流马赫数为5,单位雷诺数为2.6～6.0×10~7/米。实验过程中测量了模型中心线及特殊部位之表面压强分布,根据纹影记录及表面流动显示确定激波与边界层干扰流场特性及分离区的变化。发现分离区在中心线上距凸台最远,而在凸台肩部距周边沿法线方向最近,确定了中心线上最大压强比的位置。

永远的榜样与难忘的记忆——纪念陆士嘉先生

1创建中国的空气动力学专业我在1954年考入北京航空学院飞机系的飞机设计专业,入学教育既简单又庄重,给我留下深刻的印象.教务长屠守锷先生介绍了全系的教学配置,教师情况和高班同学的情况以及上届同学的学习难点等等,屠先生提到当时飞机系只有一位女教授,她曾留学德国并取得优异成绩,她由清华大学航空系并入北航飞机系,是北航建校的元老之一.

数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性

采用数值方法研究了平板上超/高超声速来流与超声速横向喷流相撞引起的复杂干扰流场特性。所建立的单介质冷喷流数值模拟方法,经过了表面多方位压力分布测量结果、纹影显示的激波结构以及表面油流图谱表现的表面分离范围的实验验证。根据数值模拟与实验对比的结果,合理地描述了喷流干扰流场压力分布以及表面、空间结构特性,并分析了压力比对流场结构和特性的影响。

超声速横喷干扰湍流场数值模拟

本文探讨了超声速平板横向喷流干扰湍流流场的数值模拟方法。分别采用Roe、Harten-Yee及AUSM+格式对三维雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散,湍流模拟应用Baldwin-Lomax代数模型,讨论了B-L模型中Fy最大值的不同选取方式。分析了数值格式、网格划分对计算结果的影响。将来流马赫数为5、喷流马赫数为3的实验结果与计算结果进行比较,选择了与实验符合较好的数值模拟方法,为进一步利用数值计算方法研究喷流干扰流场特性奠定基础。

二维超/高超声速进气道流场数值模拟

对超/高超声速三级压缩进气道流场进行了数值模拟,来流马赫数为4、6,进气道内流动为层流状态,根据二维Navier Stokes方程,采用二阶精度Roe格式进行离散。按照流场特点,合理地设计网格分布及调整不同黏性范围的熵修正,防止了壁面附近过大的数值耗散,使计算结果更加合理。在进气道模型的各级压缩折转角处,获得了清晰的激波结构,在进气道内部的各种波系的相交、反射和激波诱导的边界层分离等现象都得到合理的描述。计算得到的压力分布,在各级压缩斜板上同简单波理论结果十分接近。用本文方法计算了另一个二级压缩进气道,沿上、下壁面的压力分布与试验比较符合得较好。

高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究

以平板上直立半无限高圆柱体为研究对象 ,采用 Roe三阶通量差分分裂格式求解雷诺平均 N- S方程 ,数值模拟研究了高超声速且壁面有传热条件下三维湍流流场的激波边界层干扰特性 ,物面压力分布计算值与实验值吻合良好 ,数值模拟结果可见圆柱上游分离区流场是一个马蹄形五涡结构且存在有二次分离激波 ,这是一种值得深入研究的流动新现象。

超声速多喷流干扰流场特性研究

研究了旋成体上超声速来流与超声速横向多喷流相撞产生的层流干扰流场特性.数值方法针对三维可压缩Navier-Stokes方程按二阶精度Roe格式进行离散,采用基于多区对接网格技术的有限体积法.数值模拟结果描述了多喷流干扰流场的空间结构以及激波/边界层干扰引起的分离范围,探讨了沿流向等间距排列的喷口个数对表面和空间流场结构以及压力分布的影响规律.结果表明,第一喷口对多喷流干扰流场主要结构和喷口上游表面分离范围起主导作用.其中三喷流流场数值模拟的对称面激波结构与实验纹影结果进行对比,符合较好.

变高度圆柱诱导的激波边界层干扰

采用分区方法及Roe三阶流通量差分分裂格式求解雷诺平均N－S方程，湍流附加黏性系数用Baldwin－Lomax模型计算，数值模拟了高超声速条件下变高度圆柱诱导的激波边界层干扰，其流场的主要特性均与实验结果一致或规律相同，结果清晰地展示了流场结构以及气动载荷分布随柱高度的变化特征，并说明激波碰撞和旋涡运动都可能导致飞行器表面局部气动载荷的增加．

高分辨率格式与钝舵绕流数值模拟

采用Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ／ＴＶＤ格式，Ｒｏｅ二阶、三阶以及四阶通量差分分裂格式数值计算雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，湍流附加粘性采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型计算，针对超声速绕钝圆舵流动进行了数值模拟比较研究，计算给出了流场的详细结构，物面压力分布与实验值符合良好，尤其是Ｒｏｅ三阶格式给出了较好的计算结果，两个超声速回流区以及湍流边界层分离也得到了很好的数值模拟。

底部流动脉动压强特性研究

利用脉动压力测量技术，研究细长旋成体底部流动非定常特性，实验M数0．6～3．5。实验中对不同后体构型（圆柱后体和圆锥后体）模型进行测量，通过对测得的功率谱密度曲线、脉动压强均方根值以及相关函数等结果的分析比较，探讨底部流动非定常特性的某些规律以及模型外形等因素的影响。

简化流通量分裂算法研究

针对ＳｔｅｇｅｒＷａｒｍｉｎｇ流通矢量分裂格式和其修正格式所构成的混合格式进行了研究，引入压差放大因子，使其对于有粘激波流场分辨能力有所提高，同时采用一种特殊分裂方法以简化矩阵运算。利用该方法研究了三种超声速流场：（１）平面激波反射问题；（２）超声速边界层流动；（３）高超声速压缩拐角流动。

弹翼对旋成体底部流动的影响

本文利用压强测量及纹影观测技术研究弹翼对旋成体底部流动及底阻的影响，研究对象包括有无收缩船尾的两种后体，井同时测量了模型的底面和侧面压强分布，通过实验观测结果和理论分析，得到较细致的弹翼干扰结果，有助于进一步认识底部流动特性及上游干扰，对飞行器设计有实用意义。

高超声速绕钝舵层流干扰流场特性研究

研究高超声速层流状态下的钝舵与平板干扰流场特性。通过实验模拟与数值模拟描述了干扰流场的主要特征。模型由平板与钝舵组成,舵后掠角可变。实验在高超声速炮风洞内完成,来流马赫数为7.97,单位雷诺数为5.06~5.89×106(1/m)。通过纹影照像、模型表面压力测量来进行流场结构分析和分布规律研究。数值模拟结果不仅与实验结果进行了比较,还提供了空间流场的细节。研究结果说明了层流状态下干扰流场流动特性及后掠角对流场特性的影响,随着舵前缘后掠角减小,干扰流场尺度、压力峰值载荷增大。

横向喷流引起的三维复杂干扰流场结构研究

研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图。

底部边界排气的减阻效应

本文利用底部外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．２×ｌ０￣７／ｍ到２．８×ｌ０￣７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量情况下，收到减少底阻约２０％左右的良好效果。