风洞实验是进行空气动力学研究的重要手段。通过对低湍流风洞的调研分析,设计了一座具有先进指标的微型低湍流度低速风洞,设计过程中,对收缩段、稳定段等湍流主要影响部件给出了详细的气动设计依据。风洞建成后,配合其他设备可以进行航空航天、桥梁建筑、交通运输等专业的空气动力学教学实验。

超高压工况下,气动特性分析需考虑真实气体效应。针对超高压驱动系统的气动参数计算问题,提出一种以质量方程和能量方程为基础,联立实际气体状态方程的超高压气动特性分析方法。引入喷管背压和元件传热等边界条件,以及初始热力状态条件,再结合活塞阀门控制规律等,建立了超高压驱动系统气动特性分析模型。对长行程活塞式超高压驱动系统在基准条件下进行气动参数计算,通过对运行特性进行评估,得到的计算结果满足设计指标。

翼型是机翼等气动部件的二维截面,对于机翼乃至飞行器全机的气动性能都有着重要影响,所以翼型研究是先进飞行器设计的基础和重点。翼型风洞是进行翼型实验的最适用风洞,在翼型研究中发挥着不可替代的作用,但由于其专用性,目前关于翼型风洞设计的公开成果并不多见。基于翼型实验的参数要求,综合运用空气动力学知识,确定了一种吸气式二元翼型风洞的气动设计方案。设计的翼型风洞包括动力段、扩压段、实验段、收缩段和稳定段等洞体,并配有阻尼网、蜂窝器等内部整流装置。经过计算和分析,结果表明此风洞具有结构紧凑、湍流度低、能量利用率高的优势,可以较好完成翼型实验,推动飞行器技术发展。

为提高逆流控制矢量喷管的气动性能,提出一种逆流控制矢量喷管的引射设计方案,在喷管外套管尾部沿切线方向引入一股射流,通过改变外套管内部流场及高速气流的卷吸作用,提高整个喷管的推力矢量角。运用数值模拟的方法,对原型喷管与引射式喷管(称为改进型喷管)在相同设计工况下进行计算,先后得到了流场的压力系数、马赫数、流线等分布情况并进行分析。研究表明引射会对推力矢量角及推力系数产生影响,与同等工况下的原型喷管相比较,改进型喷管的矢量角提高2.89°,推力系数提高0.72%;引射会增大主流两侧压差,同时对主流卷吸使其向上偏转;当引射压强增大时,改进型喷管主流两侧的压差也会随之增大,从而提高推力矢量角。