三角翼非均匀流场特性对其分离涡破裂影响的研究

用速度梯度、压力梯度和环量梯度模拟大攻角尖前缘三角翼流场。外流场轴向减速和轴向逆压促进涡核的破裂,大的轴向环量梯度也促进涡核的破裂。分离涡的破裂是由于涡核内部诱导过大的轴向逆压或径向压差引起的,因而对涡破裂机理得到更完整的认识。在较大雷诺数条件下,才有可能出现轴对称型破裂涡。     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

陷窝诱导涡结构数值模拟分析北大核心CSCD

为了澄清陷窝诱导涡结构及其对尾流的扰动方式,针对布置深宽比0.2陷窝的两平板间充分发展流动进行了稳态数值模拟。应用张涵信的旋涡沿轴线的非线性分叉理论分析表明陷窝内涡结构为失稳破裂的半涡环,总结了陷窝对尾流的扰动方式。研究发现,陷窝诱导的旋涡分离为螺旋点/鞍点/螺旋点分离。物面的分离螺旋点形成,在空间演化为垂直物面发展的对称类龙卷风涡结构。对称类龙卷风涡在对称面闭合形成半涡环。半涡环经历了从稳定升起、沿流向随着涡粘性扩散和涡粘性耗散下变得不稳定、到最后在强逆压梯度下泡型涡破裂的过程。半涡环涡破裂涡量散开诱导形成陷窝尾流的弱纵向涡和陷窝尖后缘绕流产生的边涡旋转同向,加强了陷窝后流场的对流强度。     

设计状态下压气机转子叶尖泄漏涡流动研究

在低速大尺寸单级压气机实验台上,利用SPIV技术测量了设计状态下压气机转子尖区多个截面的三维瞬态速度场。基于瞬态场测量结果,详细阐述了设计状态下压气机转子叶尖泄漏涡产生、发展、失稳、破碎的演化过程,导致叶尖泄漏涡失稳的4种主要因素:主流的逆压梯度、哥氏力、端壁的剪切流动和来流湍流度的影响,分析了压气机内泄漏涡的失稳破碎机制,以及泄漏涡与主流的相互作用等。     

边条翼前缘涡非定常涡场特性研究中PIV技术的应用

描述了应用PIV技术在水槽中对边条机翼上旋涡及破裂旋涡流场进行的测量和分析。实验是在北航水槽中进行的。通过PIV技术的测量，揭示了旋涡及破裂旋涡中的非定常特性，这种非定常特性同飞机上机翼、尾翼的抖振密切相关。实验结果表明，对于未破裂的边条涡，存在着两种非定常特性，其一是剪切层中不断地有小涡沿剪切层输运和合并。其二是由一次涡诱导的二次涡与剪切层中的小涡互相诱导引起的非定常现象。对于破裂涡，则发现与未破裂的涡相比，截面上涡量分布的区域突然扩大很多，最大涡量的绝对值也比上游未破裂区截面上的涡量最大值小。此外还发现在涡量分布区域出现反涡量，这同涡破裂后出现涡核螺旋变形有关。对于同一截面处涡量分布是非定常的。     

驻涡燃烧室驻涡区涡系特点数值模拟

为深入了解驻涡燃烧室凹腔内流场的涡系分布特性,采用FLUENT对不同驻涡区前进口堵塞比和不同燃烧室入口速度的驻涡区流场进行计算,分析典型截面压力场和流线图,研究驻涡区涡系特点.结果表明:不同纵截面旋涡特点不同,主流被联焰板堵塞的凹腔纵截面只有主涡,为稳定点火和火焰稳定提供条件;不同横截面的旋涡差别较大,离驻涡区前壁越远的截面涡心距越大,贴近前壁和后壁的截面均无旋涡;燃烧室入口速度对轴向中间截面的旋涡结构无影响,而前进口堵塞比对旋涡结构影响较大.     

大迎角下椭圆截面头部细长体的涡系和压强分布

本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。     

涡轮转子叶尖泄漏涡涡核稳定性及控制

以GE-E3第一级涡轮转子为研究对象,对转子叶尖泄漏涡涡核破碎特征和稳定性机理进行了分析和归纳。研究表明:叶尖泄漏涡涡核破碎的动力是离心不稳定性;发生失稳后,涡核区域迅速膨胀,形成低速的回流区;涡核的稳定性取决于螺旋因子和逆压梯度两个因素。然后,从涡核稳定性的角度开展了叶尖泄漏损失控制的研究,计算表明:叶尖叶型的负荷前移能够减少叶片尾缘附近间隙内的横向压力梯度;吸力面喉部位置以后型线拉直能够减少喉道后的扩压系数;通过这两个措施生成的新叶片能够有效地减弱叶尖泄漏涡,抑制涡核的不稳定性,减少叶尖泄漏流损失。      

非定常扰动对涡破裂的影响

在旋涡发生器内进行了涡管内的涡破裂研究。试验表明,不论是泡状或是螺旋状破裂,趋近破裂点时流速均趋于零;非定常扰动使涡轴附近的轴向速度增大,从而延缓了涡破裂的发生;在定常流参数、扰动频率和振幅的适当组合下,扰动可促使破裂状态由泡状转变为螺旋状,大大推迟涡破裂的发生。初步的理论分析表明,上述现象可能来源于流动共振。文中最后还给出了水槽中前缘振动襟翼的实验结果。试验表明,襟翼振动可延缓破裂的发生,且存在一个最佳的频率。试验中还发现,大迎角时,若襟翼不振动,可交替地只在一侧产生前缘涡,襟翼振动可消除这一现象。     

尾涡中涡强与轴向速度的相互关系

大型飞机的翼尖涡会对飞入它尾流中的其它飞机造成巨大的危害。文章希望找到尾涡核中的轴向速度超过自由流速度的条件，从而深入了解这种尾涡的特性。在风洞实验中，我们采用的机翼模型的型号是NACA0015，它的半翼展展弦比为0．80。我们利用三传感器热线探针来测量尾涡核中的轴向速度，并将之与测得的涡的环量进行了比较，结果发现，轴向速度与一个无量纲环量参数呈线性关系。当这一环量参数较小时，轴向速度小于自由流速度，而当环量增大时，轴向速度也将逐渐增大，甚至能够超出自由流速度70％。我们还发现，轴向速度的大小对实验中所采用的两种端帽结构——平型和圆型十分敏感。另外，如果利用涡的半径来修正这一环量参数，那么两种端帽结构下的数据将会重合为一条直线。     

翼梢涡的结构与控制方法探索

本文的研究目的是弄清机翼翼梢涡的结构及安装翼梢扰流片对翼梢涡的影响,研究方法是设计制作了几种不同的扰流片,分别把它们安装到一个基本翼的翼梢上,利用氢气泡显示法在槽中观察了无附加扰流自发安装不同扰流片时翼梢涡的结构和衰减过程,利用激光测速仪在水洞中测量了有无扰流片时翼梢涡的周向速度分布,给出了翼梢涡影响标度的衰减曲线。实验结果表明：扰流片对翼梢涡的初期结构有影响,但对翼梢涡的中、后期发展影响不大。     

不同深宽比陷窝诱导涡结构分析

陷窝所诱导的旋涡强化动量或热的交换,使得陷窝在分离流动控制和强化对流传热研究中很受关注。深宽比是影响陷窝诱导涡结构的重要参数,开展了深宽比对陷窝诱导涡结构影响的研究。研究发现,深宽比为0.06时,涡结构为马蹄涡;深宽比为0.1至0.14时,涡结构为闭式分离泡;深宽比为0.16至0.20时,涡结构为对称类龙卷风涡;深宽比为0.22至0.30时,涡结构为非对称类龙卷风涡。通过涡核涡强度对比发现,过深的陷窝和过浅的陷窝其内涡强度均比中等深度陷窝弱。     

流向涡与涡轮叶栅二次流相互作用研究

研究有效的流动控制手段,降低涡轮内部二次损失,对于小展弦比涡轮的气动设计具有重要意义。利用涡发生器在叶栅入口前产生流向涡,通过试验和数值方法探讨这种基于旋涡相互作用的流动控制方法对涡轮平面叶栅二次流动的作用效果,并对不同流向涡情况做对比分析。结果表明：流向涡对涡轮叶栅内部流动会产生较为显著的影响,从而影响叶栅的性能,当所产生流向涡强度和位置较为合理时,有可能通过流向涡与二次流的相互作用达到较大幅度降低二次流损失的目的。     

三角翼前缘脱体涡和尾涡的卷起及其相互作用

本文应用二维非定常比拟和恪子涡(Vortex-in-Cell)方法,数值模拟了三角翼前缘涡层的卷起以及与尾涡的相互作用。由于使用了数千个点涡和较小的空间网格,获得了前缘涡层小涡配对出现的较大的离散涡,模拟了紧卷涡层的不稳定现象。这是以前类似的工作未曾实现的。     

有限长圆管内刚体旋转流的直接数值模拟

通过对三维不可压缩粘性流体的直接数值模拟,研究了有限长圆管内刚体旋转流在初始扰动下,扰动的增长和动力学演化过程.首先,通过改变流动的Reynolds数和旋转角速度ω,分析了轴对称流动中Reynolds数和ω对流动失稳的影响.对于高Reynolds数轴对称流动,利用数值模拟得到的不稳定结果与无粘线性稳定性理论预测的结果一致.最后,为进一步研究流动不稳定发展的三维效应,又进行了完全三维流动的模拟.数值结果表明,三维流动中不稳定的主导模态为螺旋模态,模态在线性段指数增长,导致流动产生螺旋型的漩涡破裂,之后经过非线性段的增长后达到饱和,流动最终发展为轴对称泡型旋涡破裂的稳定状态.     

DBD涡流发生器及其在角区流动控制中的数值研究

为明确介质阻挡放电(DBD)涡流发生器对马蹄涡的影响,在采用唯象模型的基础上,通过数值方法研究了DBD涡流发生器诱导产生流向涡的结构特性及其对马蹄涡的控制特性。研究结果表明,流动在激励器上游边缘处形成羊角涡,自由剪切层卷入流向涡的涡核并为其提供持续涡量;在柱体根部角区流动中,当对称面两侧激励器诱导流动指向对称面,诱导涡与马蹄涡环绕方向相反时,马蹄涡可以得到有效抑制,反之,则控制效果不佳。最后得出,诱导涡对下游马蹄涡的控制机制体现在其黏性扩散作用、掺混作用以及低压效应3个方面。     

纵向尾流间隔计算方法研究

综合考虑了飞机的速度、翼展、机翼面积、发动机推力等参数,应用空气动力学中的环量计算理论、尾流消散原理等,将动量定理和涡阻力的计算原理应用到尾流间隔的计算,分别建立了纵向尾流间隔计算模型。采用实际数据计算验证模型的正确性。     

空中交通中尾流间隔的研究

分析了雷达尾流间隔标准的分类，通过尾流的形成机理和对后机影响的分析，建立了后机的危险遭遇模型和前机的尾流消散模型，给出了在确定的时间间隔下确定尾流危险遭遇概率的方法。     

机匣相对转动对涡轮叶顶间隙流动的影响

机匣与叶片的相对转动是影响涡轮叶顶间隙流动的重要因素之一。对LISA 1.5级轴流涡轮内三维流动的数值计算结果表明:当叶片静止时,叶片顶部压力面静压增加,叶片顶部载荷增大。通过间隙的流量增加,同时吸力面侧在叶片前缘、叶片中部各形成一个间隙涡。叶片前缘间隙涡会迅速耗散,同时使得叶片中部形成的间隙涡维持在吸力边附近,上通道涡被排挤到间隙涡下方,导致动叶出口截面上、下通道涡形成的高损失区合并,影响范围增大。