齿间浅槽结构对直通篦齿封严特性影响的实验

在早期研究的结果上,提出了一种齿间浅槽结构的直通齿衬套,即在与篦齿齿腔正对的衬套上加工制成浅槽.这种齿间浅槽破坏了壁面射流附面层的轴向连续性,导致射流流经浅槽后向篦齿齿腔发生小角度偏转,这样能有效地降低直通篦齿的透气效应,进而降低泄漏量.实验结果表明,相比于传统的光滑衬套,浅槽泄漏系数显著降低,其中矩形浅槽下降15%,...     

Flow mechanism between purge flow and mainstream in different turbine rim seal configurations

The rim seal is used to prevent mainstream ingestion to the gap between the vane of a turbine and its blade. In this article, the dolphin lip with a hook configuration and a large seal cavity with hook structures are designed based on the high-pressure turbine datum single shark lip rim seal configuration. The sealing effect and parameters of the flow field are measured by an experiment method and a numerical simulation is used to explain the mechanism. For three configurations, the effect of the leakage slot vortex on the efficiency of the seal and the influence of leakage vortex, generated by the interaction between purge flow and mainstream flow, are discussed in depth. The result shows that the reverse vortex formed by the dolphin lip rim seal with hook structure will increase the sealing efficiency. The seal configuration with a large cavity improves sealing efficiency to a greater extent than the datum structure. At different purge flow rates and with unequal seal structures, the purge flow produces three types of leakage vortices in the passage. Besides, the seal configuration with dolphin lip produces a Kelvin-Helmholtz instability at the interface of the purge and the mainstream flows at a low purge flow rate to induce new leakage vortex branches in the passage of the blade.     

侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响

对侧板前掠和侧板后掠两种构型的二维高超声速进气道开展了自由射流试验和数值模拟,考察了侧板构型对进气道启动性能的影响。结果表明,侧板前掠进气道的启动性能要明显优于后掠构型。通过对壁面压力分布、油流试验和数值模拟结果进行分析,发现侧板后掠进气道不启动流场大规模流动分离位于底板一侧,而前掠侧板对底板附近的流动分离具有限制作用,使得前掠构型不启动流场大规模分离形成于外罩一侧。外罩一侧边界层更薄,抵抗反压能力更强,更不容易发生分离,这正是造成前掠构型启动性能更优的原因。     

熵层对高超声速二维钝楔气动参数的影响

采用薄激波层理论和流管质量守恒相结合的方法,分析了高超声速二维钝楔边界层外缘熵的分布规律,研究了熵层对边界层外缘密度、马赫数以及壁面气动加热等气动参数的影响.结果表明:边界层外缘熵在倒圆-肩部区下降最为剧烈,熵层对气动参数的影响在高超声速下不可忽略,特别是使转捩区和湍流区的气动加热增加约53.6%.因此,将表面流态控制在层流模式对高超声速飞行器热防护具有重要意义.      

平板空气舵干扰区烧蚀凹陷对热环境影响

针对高速飞行条件下空气舵干扰区烧蚀产生的局部凹陷对气动加热的影响问题,建立了平板-空气舵流动模型,针对典型高速飞行状态,采用高温热化学非平衡数值模拟,研究了空气舵缝隙区的流动结构和气动加热规律,并对舵缝干扰区的烧蚀外形进行了模化,分析了干扰区烧蚀凹陷对流动结构和气动加热的影响,结果表明:烧蚀凹陷改变了干扰区压力分布规律,降低了沿展向压力梯度,从而抑制了边界层的横向流动和厚度减薄效应,使得干扰区热流降低,且热流降低量值与烧蚀凹陷深度呈正相关,凹陷深度为5 mm时干扰区热流降低量达到28.9%。      

涡轮盘腔轴向封严流动的数值研究

利用数值方法研究了轴向封严结构内的燃气入侵与封严流动.研究表明:由于封严间隙处流场参数梯度较大,封严面非匹配网格影响了数值传递从而造成封严效率数值结果偏高.定常数值模拟结果低估了导叶下游静压的周向不均匀性,同时没有考虑转静干涉,所得到的封严效率较非定常结果要高.非定常计算得到的导叶下游静压周向分布与试验结果符合较好,在盘腔子午面内形成3个涡核结构,引导静盘壁面流体流向动盘以补充动盘泵效应所需流量.封严间隙内存在旋转的燃气入侵与出流结构,燃气入侵伴随较大的切向速度,封严间隙内的封严间隙涡对封严效率有积极影响,封严面上径向速度的瞬时值为时均值的3倍以上.燃气入侵受到导叶尾缘周向静压分布和转子旋转的共同影响.      

Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers

The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 10~6 m~(-1) and 2.1 × 10~6 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is also validated by numerical simulations. Our analysis suggests that this phenomenon is due to the difference of boundary layer velocities caused by different thickness of boundary layer between laminar and turbulent flows, as well as the restricted flow within the rudder gap. When the turbulent boundary layer is more than three times thicker than that of the laminar boundary layer, the heat flux of the rudder shaft under the laminar flow condition is higher than that under the turbulent flow condition. Discovery of this phenomenon has great importance for guiding the design of the thermal protection system for the rudder shaft of hypersonic vehicles.     

高压涡轮封严冷气对主流气动性能的影响

为研究涡轮轮毂封严结构的加入对高压涡轮主流流动的影响,运用数值模拟方法,对无封严冷气喷入的原型和四种封严结构下一级涡轮动静叶的主流流动特性进行细致研究。为保证数值计算的准确性,进行了网格无关性分析和数值方法可靠性验证。研究结果表明:封严结构的加入会降低涡轮动叶效率和级功率,封严冷气射入主流后,冲击主流边界层内的流体,使得局部区域流动发生改变。主流在封严出口处发生流动分离,增大了静叶能量损失,同时影响静叶和动叶流道中通道涡的发展,造成动叶端区流动结构的变化并引起掺混损失。覆叠封严具有的弯曲的封严内部结构,对主流气动性能影响较弱。      

马赫数6柱-裙激波/边界层干扰直接模拟

高超声速激波/边界层干扰比超声速工况下具有更强的可压缩效应,再附之后会形成极高的局部力/热载荷,严重影响飞行器飞行安全。而激波/湍流边界层干扰区附近流动的三维特性使得流动更加复杂而难以预测。采用直接数值模拟对高超声速条件下的柱-裙激波/湍流边界层干扰进行了详细研究,特别是对Görtler涡结构对分离泡、物面压力和热流造成的展向差异开展了定性和定量分析。研究发现,干扰区附近的分离泡结构呈现出明显的三维效应,且Görtler涡展向分离位置截面的分离泡要明显小于再附位置,而这两个截面上分离泡的运动基本同步,没有明显的延迟或超前现象。物面压力和热流在展向出现显著的不均匀性,展向再附位置的平均压力和热流要比展向分离位置分别高13%和16.2%,脉动压力和热流比展向分离位置分别高28%和20%。截面流向速度特征正交分解结果显示两个位置上的能量都集中在剪切层附近,并且展向再附位置上低频模态占有更高的能量。在采用模态重构流场分析分离区面积发现,展向分离位置重构误差更小,而展向再附位置上的重构误差收敛更快。     

高超声速计算中的气体动理学格式

回顾了高超声速连续流部分的计算流体力学(CFD)方法,总结了近些年兴起的气体动理学格式。阐述了该格式的构造机制,强调了将物理规律直接用于构造数值方法的思路。结合一些应用实例,例如激波相互作用、激波边界层相互作用以及边界层分离等高超声速问题,说明了这种构造思路给数值模拟带来的优点。从高超声速的发展历程来看,气体动理学格式的构造过程包含了更基础的物理规律,而且具有多尺度的特性。这些特性有助于研究复杂的高超声速问题。介观或者微观角度直接构造数值方法的发展趋势为高超声速计算工具指出了可能的发展方向。     

典型参数对盘缘封严性能综合影响机制

为了掌握典型参数对盘缘封严燃气入侵的综合影响机制,采用数值方法研究并揭示了燃气入侵形式与封严间隙涡系结构的内在联系,在此基础上设计了一种内环型盘缘封严结构。结果表明:增加转速和增加主流流量都会导致封严效率降低,但是二者的作用却是相互羁绊的;与传统孔口模型相比,内环型盘缘封严结构能够有效将回流区涡限制在封严间隙内,利用羁绊效应拓宽了高封严效率区域的工况范围,提高了盘缘封严性能。     

刷式密封二维模型数值计算

应用计入刷丝变形影响的各向异性多孔介质模型,用阻抗力表示刷丝对流动介质的阻碍作用,并将其作为Navier-Stoke方程的源项,以有限体积和SIMPLE算法为基础建立计算模型.通过流场计算,得到刷式密封的压力分布、速度分布以及泄漏量等.并根据计算结果分析结构和工况参数对刷式密封性能的影响.比较分析表明所述方法在刷式密封分析中具有实用价值.      

隐式紧耦合SST和TNT湍流模型的高速流动数值模拟

将SST(shear stress transport)和TNT(turbulent/non-turbulent)湍流模型输运方程与平均流场控制方程进行隐式紧耦合求解,结合当地时间步长方法和湍流源项隐式处理确保求解过程的快速和稳定.采用AUSMPW+(AUSM by pressure-based weight functions)格式和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式紧耦合方法对高超声速压缩拐角流动、锥柱裙流动和超声速非对称激波/边界层干扰问题进行了数值模拟.计算结果与实验值的对比表明:SST模型和TNT湍流模型可以很好地预测15°压缩拐角流动的壁面压力和热流密度;随着压缩拐角的增大,计算结果与实验值偏差增大;可压缩性修正对压缩拐角流动的压力和热流密度分布有很大影响,对超声速非对称激波/边界层干扰流动影响很小;隐式紧耦合方法比显式紧耦合方法具有更好的收敛特性.      

真实气体效应下高马赫数内转进气道特性研究

为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相近,与热化学非平衡气体存在一定差别。离解反应发生在边界层内和低速涡流区内,热化学非平衡气体的离解反应程度比化学非平衡气体大。在隔离段内激波反射处,相比完全气体,化学反应气体的静温降低了2000～2500K。高热流区在上壁面喉道位置与下壁面激波反射点位置附近,温度较高的等温壁面、热化学非平衡气体均可降低壁面热流密度,不同壁面条件对隔离段出口性能参数影响较为明显。真实气体效应、壁面温度对隔离段涡流区的影响较为复杂,有待进一步研究。     

凸起数对各封严结构封严效率影响的实验

实验用二氧化碳体积分数测量法研究了凸起数目的变化对盘腔内各参数（静压、总压、封严效率）的影响,目的是获得不同封严结构的封严效率和最小封严流量随凸起数目的变化规律。实验在主流雷诺数和旋转雷诺数为一定范围内,测量了不同封严流量下的参数。结果表明:在实验工况范围内,凸起的数目变化对腔内的静压影响较小,靠近封严环的静压变化几乎可以忽略;而总压和封严效率都和凸起数目成正比,但不同封严结构的变化程度有所不同。从整体上看,径向封严结构效率的提升最明显,轴向封严和静盘双齿封严改善较小。平均每增加一个凸起,三种结构所需的最小封严流量分别可以减少0.96%、0.30%、0.28%。此外,安装了凸起后,旋转雷诺数对封严效率的影响也会更加明显。      

高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟

 以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程，对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法，亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹／吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析，给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析，计算结果与理论及实验吻合。     

A scaling procedure for measuring thermal structural vibration generated by wall pressure fluctuation

This paper attempts to develop a scaling procedure to measure structural vibration caused simultaneously by wall pressure fluctuations and the thermal load of hypersonic flow by a wind tunnel test. However, simulating the effect of thermal load is difficult with a scaled model in a wind tunnel due to the nonlinear effect of thermal load on a structure. In this work, the temperature variation of a structure is proposed to indicate the nonlinear effect of the thermal load,which provides a means to simulate both the thermal load and wall pressure fluctuations of a hypersonic Turbulent Boundary Layer(TBL) in a wind tunnel test. To validate the scaling procedure,both numerical computations and measurements are performed in this work. Theoretical results show that the scaling procedure can also be adapted to the buckling temperature of a structure even though the scaling procedure is derived from a reference temperature below the critical temperature of the structure. For the measurement, wall pressure fluctuations and thermal environment are simulated by creating hypersonic flow in a wind tunnel. Some encouraging results demonstrate the effectiveness of the scaling procedure for assessing structural vibration generated by hypersonic flow. The scaling procedure developed in this study will provide theoretical support to develop a new measurement technology to evaluate vibration of aircraft due to hypersonic flow.     

壁面温度对斜爆震发动机进气道流动特性影响的数值研究

为研究壁面温度条件对层流、转捩、湍流状态下斜爆震发动机进气道流场结构、流场参数的影响,选取Ma10级、具有曲面压缩段的斜爆震发动机进气道为研究对象进行数值模拟,对进气道壁面附近激波诱导分离区、热边界层的变化进行了深入探讨。数值模拟结果表明,进气道肩部圆弧过渡段出现的再层流化现象,壁面冷却对其起抑制作用,绝热壁面条件下再层流化程度最为严重。壁面温度的增加有利于延缓流动转捩,同时也导致了分离区尺寸的增加以及转捩、湍流状态下分离区主体位置逐渐前移,进气道内通道的转捩为分离诱导转捩,转捩位置主要受到分离点位置的影响,整体表现为壁面温度增加转捩位置前移。进气道出口顶板侧热边界层厚度随着壁面温度的增加逐渐变厚,转捩状态下热边界层厚度变化可达5%,温度峰值也随着壁面温度的增加逐渐增加,且峰值位置逐渐靠近壁面。壁面温度条件相同时,层流状态下热流、热边界层厚度均较小。转捩、湍流状态下进气道出口顶板侧热边界层较厚,约为层流状态3倍,同时转捩、湍流状态下热边界层厚度相差可达2%。     

高压涡轮封严流与主流相互作用的机理研究

为探究高压涡轮轮毂封严流与主流相互作用的机理，借助经过实验校核的数值模拟方法，详细分析了封严流对主流端区二次流结构的影响以及封严流与主流的相互作用过程。研究发现：一方面，主流从叶片前缘位置侵入封严结构内部，在封严出口处形成封严回流涡，并在封严结构内部诱导出一个反向涡，这两个涡直接影响封严结构的封严效率；另一方面，封严出口处封严回流涡与叶片通道内的马蹄涡压力面分支在流向上旋转方向一致，互相融合并增强通道涡强度。封严结构决定了封严回流涡流出的位置和速度方向，直接影响封严回流涡与马蹄涡压力面分支的相互作用过程，从而决定了损失的大小。研究还发现，当封严流和主流在封严出口交界面上流量相当且存在一定的周向速度差时，封严出口会发生Kelvin-Helmholtz不稳定现象。此时伴随大量边界层低能流体进入封严结构内，封严流周向速度减小，马蹄涡的压力面分支和封严回流涡随之减弱，继而使端区二次流损失减小。     

基于小波变换的高超声速边界层动态图像分析

利用小波变换技术,研究高超声速下动态尖锥周期俯仰摆动的边界层转捩图像。通过基于二维小波变换的图像消噪和图像增强算法,优化动态实验图像,根据小波变换图像的奇异性提取沿时间历程变化的尖锥边界线和边界层图像,得到尖锥的俯仰摆动周期和迎角变化范围。结果显示边界层厚度的变化周期与尖锥的俯仰摆动周期存在相位差,随着迎角增大,背风面转捩点向尖锥前缘移动。实验结果表明,基于小波变换的图像处理技术不仅能够作为高超声速尖锥实验流动显示进行定性观察,还可以实现对高超声速边界层转捩实验的精确观测和定量分析,成为一种重要的量化和自动化的实验技术和分析手段。