超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟

通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型,数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动,并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力系数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理论分析的结果。

进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究

为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小分离区的范围,降低分离区内的压力和回流速度,提高流场均匀性。之后比较了不同马赫数下两种控制方法的性能。结果表明,两种控制方法均能显著降低进气道不起动马赫数,提升总压恢复系数。其中泄压控制效果优于被动吹吸控制效果;但后者不会带来流量损失和静压比下降的影响。

压缩折角激波-湍流边界层干扰直接数值模拟

进行了来流Mach数2.9,24°压缩折角激波-湍流边界层干扰的直接数值模拟,在上游的平板添加扰动以激发边界层转捩到湍流.计算得到的统计结果与实验吻合,验证了结果的可靠性.分析了角部分离区附近湍能的生成、耗散及分配机制.结果显示角部区域激波与湍流边界层相互作用造成大量湍动能产生,而湍动能的主要耗散区仍在近壁.湍流输运项起到了主要的平衡机制,把湍动能由外层输运到近壁区.通过对激波后及壁面瞬时压力的分析,认为激波低频振荡并非上游扰动引起,而是由于分离泡本身不稳定振荡产生的.

直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。

跨音速翼型的抖振特性研究

采用二元非定常Ｎ－Ｓ方程为控制方程，计算跨音速翼型升力系数和力矩系数的 时间历程。根据气动力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界。气动力 系数脉动量的大小可用来表示抖振强度。以ＮＡＣＡ００１２翼型为算例，计算结果和风 洞实验结果以及其它计算方法的计算结果相比较，一致性很好。

典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究

为了分析旋转爆震发动机燃烧室高频超高压周向压力脉动对进气道扩张段流动特征的影响,采用三维定常/非定常数值仿真方法对旋转爆震发动机进气道扩张段流动特性开展研究。研究结果表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波/边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声区相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高,总压较低。

跨声速风洞中的超临界翼型速度场测量

针对跨声速风洞实验环境，发展适用于高速流动测量的粒子图像测速（PIV）实验技术，从而实现对超临界翼型的非定常流动进行准确的速度场测量。对跨声速风洞中的PIV测量系统进行了如下改进工作：改进粒子播撒装置；对片光光路布局进行了优化；对模型表面进行了防漫反射处理；提高图像位移场计算精度。使用RAE 2822超临界翼型，在FL-1风洞进行实验，来流马赫数为0.6-0.92，雷诺数为1.86×10^6-2.58×10^6。结果表明，利用PIV测得的速度场能够有效捕捉激波位置，并且与表面平均压力分布一致，通过对PIV数据进行统计分析可得到激波振荡的类型及幅度等特征。