基于空中发射的运载火箭气动特性实验研究

为了研究空中发射运载火箭的气动特性,本文针对15°半顶角的圆锥-圆柱组合体火箭模型,在1.2m×1m的低速风洞进行实验研究。利用六分量天平测量0°α80°、60m/s以下8个速度的力和力矩特性,基于圆锥底部的雷诺数范围由0.129×106到0.456×106。实验结果显示,随着迎角的增加,火箭流场经历了附体流动、对称旋涡、非对称旋涡到类卡门涡街的变化历程,旋涡的变化决定了火箭的气动特性。特别是30°α70°的大迎角区域,侧力受雷诺数的影响明显,反映了雷诺数变化对火箭流场亚临界区域和临界区域的影响规律。为提高火箭纵向稳定性和姿态的调整,设计了收敛-扩张形尾部并进行了实验验证。研究结果可为空射火箭的外形设计和稳定性分析奠定一定的理论基础。     

基于本征正交分解的脉冲射流尾迹分析

基于雷诺平均N-S方程对脉冲射流作用下的翼型非定常流场进行数值模拟,采用本征正交分解(POD)方法对低频率、中等频率、高频率脉冲射流尾迹中涡结构的变化进行分析。结果表明：借助POD方法能够有效提取尾迹中小尺度涡结构的运动状态。POD方法提取的低阶模态主要反映了尾迹中强度最大的尾涡静态分离结构,对应脉冲射流的主频成分,高阶模态则主要反映了尾涡内部或尾涡之间的流动状态,对应脉冲射流的高阶倍频成分,尾涡内部的相互拉伸包含频率范围较广,尾涡之间的牵引分解包含频率较为单一;低频率下尾迹中仅能提取到一对主要尾涡,高频率下尾迹中能提取到多对强度相当的尾涡;低频率下尾涡单一且相互作用简单,用前六阶模态即可表征流场结构,高频率下尾涡数量多且相互作用复杂,需要更高阶模态才能表征其流场结构。     

基于等离子体环量控制的翼型气动特性

为了研究等离子体环量控制对翼型的影响特性,采用基于唯象学的等离子体气动激励数学模型和二维雷诺平均N-S方程,选取NCCR 1510-7067N环量控制翼型,数值模拟后缘半径对升力和效费比的影响规律,并进行优化。设计最佳后缘半径模型进行低速风洞实验,获得迎角-4~12,速度6,10,15 m/s下的压力分布和升力特性。研究表明:后缘半径过大或过小都不利于Coanda效应的产生,确定最佳后缘半径与弦长的比值为0.048,效费比97.69。低雷诺数下,随着迎角的增加,出现了层流长泡分离和短泡分离,等离子体射流不仅改善了尾部流场,还通过环量增加抑制层流分离,提高了升力。