环帆伞稳降阶段织物透气性影响数值模拟北大核心CSCD

为研究织物透气性对降落伞气动性能的影响,将织物的透气性能用Ergun公式描述,建立了含织物透气性能附加源项影响的新型流场动量控制方程,对上述方程进行了数值求解,并和无织物透气性影响的传统模型的数值结果进行了对比。数值结果表明,新型流场动量方程能够得到织物透流速度,该速度明显低于周围有孔出流速度和绕流速度。伞衣尾部存在紧贴伞衣织物的第一尾涡区和尾部中心旋涡对组成的第二尾涡区,织物透气性使第一尾涡区变长,螺旋点增多,旋涡分布更均匀对称,而第二尾涡区尺寸则变小,整个尾涡区变短变窄,提高了伞衣的稳定性。其次,织物透气性使伞衣内侧压力有所降低,外侧负压有所升高,沿伞衣径向压差系数减小,阻力系数小于非透气性伞衣,更接近空投试验结果,该模型可以提高透气性伞衣流场计算的准确性。     

环片数量对环帆伞气动性能的影响

为探究环片数量对环帆伞气动性能的影响,文章基于 CFD方法对某环帆伞流场开展了定常三维数值模拟,采用有限体积法求解不可压缩 Navier-Stokes控制方程来模拟外部流场,获得了该伞的气动参数与绕流流场分布。通过数值结果与空投试验结果对比,验证了数值方法的准确性。在不改变伞衣名义面积和环帆高度比的前提下,分别针对定结构透气量和变结构透气量开展了环片数量对气动性能的影响研究,结果表明:定结构透气性下,环片数量对伞衣阻力性能和气动静稳定性的影响很小;变结构透气性下,环片数量通过影响透气量、尾涡分布等因素进一步影响环帆伞稳定性。上述结果对环帆伞的设计有一定参考意义。     

平流层飞艇尾部形状对气动阻力的影响

为了研究平流层飞艇尾部动量边界层厚度与尾涡结构,应用LES(大涡模拟)方法计算了零攻角工况下飞艇绕流场,并对LOTTE和M-LOTTE两种飞艇进行了对比分析.采用Q分布和涡量描述回转体尾涡结构,根据Q分布可以确定M-LOTTE飞艇较LOTTE飞艇尾部分离区显著减小;并分析了回转体的轴对称曲面动量边界层厚度对飞艇气动阻力的影响,随着飞艇尾部厚度逐渐减小,动量边界层厚度逐渐增大,M-LOTTE飞艇尾部动量边界层厚度明显小于LOTTE飞艇.飞艇尾部动量边界层厚度分布说明了M-LOTTE飞艇的总阻力系数较LOTTE飞艇降低17.2%的原因,同时也表明飞艇尾部形状对飞艇气动阻力影响较大.      

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

降落伞充气过程中伞衣外形及流场变化研究

根据降落伞的结构和其在充气过程中的受力特性,以某平面圆形伞为原型,建立了伞衣充气过程中的计算流体力学与结构动力学耦合模型。并采用七孔探针对充满状态的绕流流场进行了定量测量,将该状态的试验结果和计算结果进行对比分析,二者的拓扑结构非常相似,压差系数也相差不大,因此所采用的数学模型是可靠的。在此基础上,对整个充气阶段的流场进行了数值模拟和分析,以详细了解降落伞整个开伞过程中伞衣外形变化及伞衣内外流场的变化情况。研究结果表明:①在初始充气阶段,伞衣展开部分外形基本保持较光滑的直筒形状,而非喇叭形。在主充气阶段:空气首先在伞衣顶部聚集,使伞衣顶部膨胀,然后膨胀部分向伞衣底边扩展,直到伞衣完全张满。②当伞顶孔被气流冲开后,伞衣的结构透气性对流场会产生显著影响。但从内外压力系数的变化来看,透气性对伞衣内滞止压力的影响较小,对伞衣外流场结构的影响较大,从而对伞衣外表面的压力影响较大。③对于此类有伞顶孔的平面圆形伞,当伞衣充气张开后,伞衣尾部出现气流分离,在一个漩涡区内形成两个相反旋转方向的漩涡。且随着伞衣直径扩张,分离区扩大,主流对漩涡区的剪切面积增大,因此漩涡区两个漩涡中外侧的一个漩涡增大,内侧漩涡被挤压至离伞顶更近的区...     

MVG控制斜激波/湍流边界层干涉的大涡模拟

采用浸没边界法(IBM)对带有微型涡发生器(MVG)控制器的激波/湍流边界层干涉流动进行了大涡模拟(LES)。以来流马赫数为2.3的斜激波(由平板上方8°楔产生)为基本流动入射平板湍流边界层,通过在干涉区前布置MVG阵列来控制激波诱导的边界层分离。采用浸没边界法处理MVG的复杂几何,分析了MVG尾迹区平均流速度剖面,雷诺应力,瞬态旋涡结构。结果表明:时均流场显示MVG尾迹区存在一对对转的主流向涡,流向涡加剧了边界内的动量交换从而增加了边界层抗分离能力,而瞬态流场则反映出MVG尾迹区的剪切层由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性会卷起为一列展向旋涡。     

Pω增强型k-ω湍流模型在三角翼旋涡流动的应用

在三角翼旋涡绕流数值模拟中,标准 Wilcox k-ω湍流模型生成项未考虑旋度的影响而导致预测的旋涡强度较弱。通过引入探测因子区分剪切层和涡核,在旋涡流动的高旋度区域增加ω方程生成项的方法,基于结构化网格上的 RANS 求解器,加入了 Pω增强型 k-ω湍流模型,对绕尖前缘三角翼亚声速和跨声速旋涡流场进行了数值模拟。计算结果与 NASA 的 NTF 风洞和 DLR 的 DNW-TWG 风洞试验数据进行了对比分析,结果表明：不论在亚声速还是跨声速自由来流条件下,Pω增强型 k-ω湍流模型计算的压力分布、涡破裂位置均与试验数据吻合良好,准确地预测出了三角翼上翼面的主涡、二次涡结构,特别是跨声速条件下激波干扰导致的涡破裂的临界迎角及涡破裂位置,表明 Pω增强型 k-ω湍流模型在绕三角翼旋涡流动数值模拟中具有良好的适用性。     

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.     

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.     

涡方法分析并列圆柱的旋涡脱落现象

利用快速离散涡方法及流场可视化技术分析二维粘性不可压缩均匀流中并列圆柱体的旋涡脱落现象，识别作用在圆柱上的气动力及旋涡脱落频率。使用边界元方法及引入一个新颖的涡量边界条件计算表面涡量，利用系数影响矩阵技术获得无网格方法，采用自适应快速多极子算法快速计算涡元速度。数值算例再现了不同间距并列圆柱体的同步同相旋涡脱落、同步反相旋涡脱落、尾流的不对称性及间隙流的半稳定性等现象，数值结果与早期实验结果吻合得很好。