前体涡非对称分离机理及前缘吹气控制研究

通过设计对称性算法，求解层流Navier-Stokes方程，数值模拟了细长体在低超声速情况下前体背风涡随攻角演化的规律，在此基础上，进一步研究了前缘吹气对前体涡演化和侧向力特性的控制机理。根据数值模拟结果及分析，倾向于支持在层流框架内，前体涡的非对称失稳是一种对流不稳定机制，要想根据需要产生对称或不对称的前体涡，就必须外加持续的扰动。在约16°～48°攻角区间内，前缘吹气可产生规律性较好的侧向力，有可能直接利用前体涡进行横侧向控制。为工程实用化，需提高前缘吹气的激励收益效费比。

亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

在高速风洞中对某武器舱舱门打开状态下,舱内的静压分布和脉动压力特性进行了试验,并对空腔前缘多孔扰流板和前缘吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。试验马赫数为0.75,武器舱长度为300mm,长深比为3,宽深比为1。试验结果表明该武器舱基本构型顶部沿着流向的压力分布比较均匀,脉动压力监测点的频谱特性表现出明显的模态特征,为开式空腔流动类型,而且在所研究的范围内受飞机迎角变化的影响很小。在典型的飞机迎角下,前缘多孔扰流板流动控制方法可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑多孔扰流板对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,高安装高度、短展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。在典型的飞机迎角下,前缘吹气流动控制方法也可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;吹气位置、吹气流量为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑前缘吹气对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,大的吹气流量、短的展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。