Study on the characteristics of interaction flowfields induced by supersonic jet on a revolution body

The paper focuses on the triple jets interaction with a hypersonic external flow on a revolution body. The experimental model is a ogive-cylinder body with three supersonic nozzles, which are aligned along the flow direction. The freestream Mach numbers are 5 and 6. The spatial and surface flow characteristics are illustrated by the schlieren photographs and the typical pressure distribution. The results show that there are multi-wave system, separation, reattachment, multi-peak pressure, high-pressure and low-pressure zone boundaries obvious distinction in tri-jets interference flowfield. The present paper also analyzes how do the pressure ratio, the angle of attack, and Mach number effect on tri-jets interaction characteristics.

纵向通风作用下公路隧道火灾烟气输运规律研究

在我国交通发展过程中,公路隧道的地位越发显著,隧道火灾危害严重,特别是烟气运动情况对隧道安全至关重要.采用小尺寸模型试验和FDS数值模拟相结合的方法,模拟隧道内火灾发展和烟气输运情况,分析了火场中的火焰情况和烟气运动、温度等参数变化.研究结果表明:当隧道上游入口处的纵向风压由限制风速所需风压增大至临界风速所需风压后,逆流层逐渐消失,最终达到稳态流动模式时,烟气仅从火源的下游开口排出;火源上游的顶棚射流温度衰减要比下游快很多;为保证紧急情况下人员安全疏散,建议隧道火灾早期隧道内的纵向风速宜控制在1.4~1.9m/s.

3/4开口试验段汽车风洞的风阻测量误差分析与修正

汽车风洞用3/4开口试验段模拟真实道路气动环境,有限的试验段尺寸、地面边界层及射流剪切层会干扰流场,从而引起风阻测量误差。根据简化势流模型分析,3/4开口试验段存在模型实体阻塞、喷口阻塞、收集口阻塞以及水平压力梯度4项系统误差源,其中模型实体阻塞让风阻测量值偏低,喷口和收集口阻塞让风阻测量值偏高,彼此平衡抵消机制使3/4开口试验段风洞具有能够适应更大尺寸模型的优势。利用Mercker-Wiedemann修正方法,结合同济大学整车气动声学风洞,计算修正了3辆不同尺寸车型的风阻系数。结果显示:设定风阻系数误差不超过1%为标准,3/4开口试验段汽车风洞最大阻塞比为15%;水平压力梯度对风阻系数误差的影响更大,风洞设计和验收标准应保证dC_(p)(x)/dx≤0.001/m。

自由射流可调喷管技术对比研究与试验验证

为了适应自由射流高空模拟试验中马赫数连续可调对喷管设计的要求,针对等长高比情况下,单支点喷管流场品质与动态调节性能难以保证的特点,同时研究了单支点半柔性喷管和型面旋转喷管技术。首先,基于相同气动原理与设计方法,分别对单支点半柔性喷管的刚柔耦合型面技术和型面旋转喷管的设计点评价方法进行了研究;其次,通过数值计算,分别对这两类喷管的关键技术进行了验证分析,并在此基础上研制了用于技术验证的小尺寸模型喷管;最后,开展了该模型喷管的风洞验证试验研究。结果表明:这两种喷管技术均实现了良好的气动型面响应和动态调节性能,其流场品质优于规范指标要求,但单支点半柔性喷管的整体性能更优,为自由射流高空试验舱研究提供基础。

雷暴冲击风作用下双坡屋面风压分布

为了研究雷暴冲击风作用下双坡屋面的风压分布,建造了用于建筑风工程的射流风洞,并对低矮建筑的双坡屋面进行了测压试验.试验装置的气动测试表明,风场的风压分布和风速剖面与理论结果吻合良好,射流风洞可用于雷暴冲击风荷载的相关研究.然后,采用刚性模型的射流风洞测压试验研究双坡屋面的风压分布,为了使研究结果具有代表性,针对15°,30°和60°三种典型的屋面坡角制作刚性屋面模型,试验得到了模型在风场不同位置时的风压分布.试验结果表明:建筑物位于雷暴冲击风场中心附近时,屋面风荷载为较大压力,较常规风荷载更为不利;建筑物远离风场中心时,3种屋面的雷暴冲击风荷载与常规风荷载比较接近.

横向喷流干扰/控制研究进展

横向喷流与飞行器的推进、机动、分离、防热和隐身等问题密切相关。笔者简要分析了横向喷流干扰流动的特点和研究重点,对国内外研究现状和进展进行了综述,分析了目前仍面临的主要技术困难和制约研究成果工程化的主要因素,并提出了发展和完善相关试验技术的建议。

开口风洞声阵列测量的剪切层修正方法

开口风洞中的相位传声器阵列测量,必须进行剪切层修正才能得到真实的噪声源位置信息。在0.55m×0.40m声学风洞中开展了剪切层修正的实验研究,得到了不同风速条件下的剪切层速度剖面、声波传播延迟时间和声源定位的结果。根据实验结果,对剪切层速度剖面的Gortler理论解进行了验证,并对比分析了4种剪切层修正方法。研究结果表明:选择自相似参数σ=9,ξ0=0.2时剪切层速度剖面测量值与理论值符合较好;剪切层厚度与轴向距离的关系为y=0.15x;马赫数Ma≤0.3、测量角θm在40°～140°范围内,不同剪切层修正方法对声波延迟时间计算结果的相对误差在1%以内。提出了射线追踪快速计算方法,该方法较常规射线追踪法的计算速度可提高2个数量级,从而使其适用于声阵列在线测量。

开口风洞剪切层对传声器及其阵列测量影响试验研究

开口风洞进行气动噪声测量及传声器阵列定位研究时必须考虑开口剪切层对声传播的影响。基于传统的二维剪切层折射修正公式的Snell定律和波传播对流效应,推导了更普遍的三维剪切层折射修正公式。针对0.55m×0.4m开口风洞,首先开展了风洞剪切层形态及位置的测量研究,70m/s风速下,该风洞剪切层略向外扩张,角度为1.14°;其次采用相位相关分析的方法研究了风速30,50和70m/s条件下,不同频段的声波穿过剪切层的折射现象,并与基于剪切层无限薄假设的Amiet等人的理论结果进行了比较,指出了折射角度的理论修正公式只有当声源到剪切层的距离大于4倍的目标声波波长时,即满足远场条件时,才与试验结果接近;最后,将剪切层修正方法应用于基于Beam-forming算法的传声器阵列的声源定位中,结果表明三维剪切层修正方法能够有效提高传声器阵列声源定位的准度。

Amiet剪切层理论的角度折射验证研究

在开口射流风洞中进行气动噪声的定位测量试验时,射流边界的剪切层会对声传播产生折射影响。在处理过程中需要对传声器测量的信号进行剪切层修正,修正结果将直接影响到波束形成对气动噪声源定位的准确性。本文针对经典的Amiet剪切层修正理论,综合计算气动声学(Computational aeroacoustics,CAA)数值计算与试验测试,对该理论进行了验证,研究表明CAA计算与Amiet理论吻合,Amiet理论能够有效修正剪切层对声波的角度折射影响。

汽车散热器的一种新型试验方法

研制出汽车散热器的一种新型试验方法 ,它不仅满足而且优于JB2 2 93 78的要求 .试验装置风洞的试验段为开口自由射流 ,其核心区的流场是均匀的 ,免去了JB2 2 93 78中所采用的风筒安装汽车散热器的麻烦 .在风洞的风速调节和水循环系统中水流量和水温采用了计算机控制 ,不仅节省了测试时间 ,而且大大地提高了测试精度 .为确保测试的顺利进行 。

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种。多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同。针对这种情况,1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究。试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷。结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同。

头部喷流对弹丸气动性能的影响

采用风洞实验方法 ,研究头部火箭喷流对弹丸气动性能的影响 .实验马赫数为2 ,攻角α =0°～ 6° ,喷咀倾角θ=30° ,喷流压力比 poj/ p∞ =0 ～ 10 2 6 ,喷流介质为冷空气 ,实验结果表明 ,随着 poj/ p∞ 增加 ,弹丸前体阻力系数CF 下降 ,升力系数CY 上升 ,压心 XCP 明显后移 。

高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验

作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性．实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变．

高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的"归零"干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1 D(D为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1 D级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用"归零"修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的"归零"修正更适合于在0.1 D级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5 D级间距下均不宜采用"归零"修正方法。

不同隧道坡度下射流风机临界风速研究

为研究隧道坡度对射流风机临界风速的影响,通过理论分析与数值模拟,采用全尺寸隧道模型和5种不同火源功率,考虑0%,±1%,±3%,±5%,±7%9种不同隧道坡度,研究隧道坡度对射流风机临界风速的影响规律。结果表明:坡度对射流风机临界风速有较大影响。在射流风机与火源纵向间距不小于100 m情况下,即其临界风速与火源纵向间距无关;当上坡时,其临界风速与火源功率的1/3次方成正比,坡度越大,临界风速越小;当下坡时,其临界风速与火源功率的1/3次方成正比,坡度(绝对值)越大,临界风速越大;对数据结果进行拟合,得到上坡与下坡时的射流风机临界风速模型,并与模拟结果取得了较好的一致性。

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标。而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素。目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能。为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验。为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求。

升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究

尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。

喷流舵水动力试验研究

本文介绍了喷流舵模型及试验装置的设计,给出了试验数据处理及表达方法.文中三种喷口位置对比试验结果表明,尾侧喷口具有更高的升力系数,在Cμ=0.20时,为常规舵的1.693～4.490倍,可望满足减纵摇高升系数的技术要求.

侧向喷流试验中干扰力和喷流力同时模拟的相容性

阐述了在侧向喷流的直接模拟和间接模拟中开展喷流形状模拟的必要性 ,认为喷流形状相似是正确模拟干扰力的保证。分析了在直接模拟中同时模拟喷流形状 (也即干扰力 )和喷流力的相容情况 ,并给出了相应的相容条件。只要满足相容条件 。