平板上有叶片绕流的源项模型

将源项模型应用于叶片涡流发生器的数值模拟中, 以叶片在当地流场中产生的升力作为源项一个分量原型, 并引入了法向力作为源项另一个分量原型.该源项由叶片的形状、大小、位置以及来流条件等参数决定.在数值模拟中, 叶片位于平板上, 其高度约为当地边界层厚度的1/5.在相同计算条件下, 对"升力-法向力"源项模型计算结果和全网格计算结果及实验数据进行比较.源项模型可以得到与全网格数值模拟基本一致的诱导速度场和涡量场, 而网格量减少了65%.      

控制超临界翼型边界层分离的微型涡流发生器数值模拟

本文基于任意曲线坐标系下的雷诺平均Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras一方程湍流模型,采用对接拼接网格技术和多重网格加速收敛技术,对安装有叶片式微型涡流发生器的超临界机翼翼身组合体进行了数值模拟,研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼附面层流动控制的机理以及对超临界机翼气动性能的影响规律。     

增升减阻流动控制技术的数值模拟研究

针对微型涡流发生器、实体鼓包这两种被动流动控制技术和零净质量射流这种主动流动控制技术进行了数值模拟。研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼增升减阻的影响规律,高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用;微型涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。研究了实体鼓包的高度对超临界翼型减少激波阻力和增加升阻比的影响规律,在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。还研究了零净质量射流的速度幅值和射流频率对翼型增加升力的影响规律,随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性。     

基于数值涡流发生器双S型进气道被动流动控制装置参数优化

采用数值涡流发生器代替真实涡流发生器叶片进行双S型进气道流动控制数值模拟,结合实验设计理论分析了27组涡流发生器应用于进气道流动控制计算结果,从中找出控制装置参数变化对进气道总压恢复、流场畸变的不同影响,应用响应面法给出最佳参数组合,为双S型进气道被动流动控制装置参数优化提供技术参考.     

涡流发生器数值计算方法研究

利用RANS方程和SA湍流模型解算器,采用多重网格法和预处理技术,对叶片式涡流发生器进行了数值模拟研究,初步探讨了涡流发生器的安装方式、剖面形状、几何尺度等因素在机翼分离流动控制中的影响规律和设计原则,并初步研究了安装涡流发生器对超临界机翼气动性能的影响。     

增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究

 针对数值模拟带微型涡流发生器(VG)的增升装置绕流过程中出现的典型问题,研究相应解决途径.引入面搭接网格技术,避免传统结构网格方法造成的网格数量过大问题;在微型涡流发生器网格上采用特殊边界条件处理以分别对应有/无涡流发生器的状态,排除网格变动对计算结果造成的干扰;研发出了面搭接网格生成技术与特殊边界处理方法结合的求解加装微型涡流发生器的增升装置流动数值模拟方法.研究结果表明:该方法在处理增升装置这类复杂外形、复杂流动问题以及加装涡流发生器的流动控制问题时,具有良好的数值计算精度,能够满足研究需要,为开展涡流发生器精细设计和参数优化的数值模拟研究提供了可靠的技术途径.     

超声速来流下叶片式微型涡流发生器流动控制研究

不同构型的微型涡流发生器对提高进气道/隔离段性能所产生的效果不同.采用数值模拟方法研究来流马赫数为2.0条件下,五种叶片式微型涡流发生器对流场边界层的流动控制特性.结果表明:带有一定前缘高度的叶片式微型涡流发生器可产生更强的流向涡,总压畸变和马赫数畸变较小,流场出流质量更佳,但同时带来较大的总压损失;微型涡流发生器的前缘厚度对流场性能提升无明显帮助,反而会增大总压损失;无前缘高度的微型涡流发生器能在引入较小总压损失的情况下,使隔离段拥有较强的抗反压能力,同时有效增大壁面摩擦系数,提高边界层对抗分离的能力.     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

S形进气道流动控制数值模拟研究

采用CFD技术,结合试飞数据,对某S形进气道进行了加涡流发生器的流动控制数值模拟研究.着重分析了三个不同位置加涡流发生器后,进气道内部二次流的发展;之后比较了不加涡流发生器及不同位置加涡流发生器时进气道出口总压恢复、畸变等情况.结果表明涡流发生器明显地影响着进气道内部二次流的发展变化,涡流发生器对进气道出口周向稳态总压畸变有较大程度改善,但是对于提高总压恢复效果不明显.     

扇翼飞行器风扇叶片偏角影响数值分析

本文对扇翼飞行器二维机翼的风扇在不同偏角和不同转速下进行了数值模拟,针对数值计算的结果进行分析。升力系数和升阻比随着叶片偏角的增大而减小。来流速度为零时,叶片偏角小于8度时,升力系数随着转速的增大而增大,叶片偏角大于8度时,升力系数随着转速的增大而减小：阻力系数在数值模拟的偏角分为内,同一转速下,随着偏角的增大而增大。     

等离子发生器燃烧流场数值模拟

采用漩涡破碎（EBU）燃烧模型、k-ε双方程湍流模型及SIMPLEC算法,对等离子发生器内部的燃烧流场进行了数值模拟,得到了关于等离子燃烧流场相关特性参数分布。该数值模拟对等离子发生器的研究具有指导作用。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

基于端壁涡流发生器的压气机叶栅角区分离控制研究

为研究被动式涡流发生器抑制压气机叶栅横向二次流以控制角区分离的作用,设计了在叶栅内部端壁处加装涡流发生器的控制方案,采用数值模拟的方法,详细分析了叶栅流场特性。结果表明:涡流发生器可以有效地抑制叶栅内部横向二次流,改善角区流动,在最佳控制方案中,总压损失系数下降8.1%;放置于叶栅内部的涡流发生器能阻挡气流的横向流动,其尾部产生的流向涡与横向迁移的端壁附面层相互作用,抑制了通道涡向吸力面的发展,并将主流高能流体卷入角区,增加角区流体动量;涡流发生器的长度和高度都会影响流向涡的强度,流向涡的涡核高度与涡流发生器高度一致,最终的控制效果由涡流发生器的长度和高度共同决定,只有当它们被合理选择,控制方案才能获得最佳控制效果。     

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。      

S形进气道流动控制数值模拟研究

现代高性能作战飞机大多采用S形进气道,由于S形进气道内部曲率较大,边界层容易分离,因而降低了发动机的性能,尤其是其出口处的旋流畸变较大,导致发动机更容易发生喘振。针对某S形进气道中流动分离较大的问题,采用给其内表面加装涡流发生器的方法,以减小进气道出口旋流畸变。通过数值模拟和性能计算可以发现,加装涡流发生器后进气道流动分离和旋流畸变大幅度减弱。     

民用支线飞机失速特性优化中关于机翼上表面涡流发生器的研究

飞机在飞行过程中迎角超过临界值后,机翼上表面原本附着的气流开始发生大面积分离,此时升力系数随着迎角的增大反而下降,这种现象称作失速。当飞机失速时,操控会受到很大的影响,是一种危险的飞行状态。某民用支线飞机在试飞中发现失速特性主要受滚转失速的影响,在达到最大升力系数之前就出现了不可接受的失速特性,失速进入过程中,副翼操纵效率降低较快,快接近失速时飞机出现急剧的滚转。涡流发生器在民机中有广泛的应用,可以改善机翼的流动分离从而提高失速特性,并且有改动小、可行性高等优点。拟通过在机翼上表面安装涡流发生器的方法来改善某民用支线飞机的失速特性。利用数值计算等方法设计出涡流发生器的位置、高度、偏角以及数量等参数。通过低速高雷诺数风洞试验来验证涡流发生器的实际效果,最后得出几种效果可观的涡流发生器方案。     

基于DOE方法超紧凑S型进气道被动流动控制优化设计

采用实验设计（DOE）方法对影响超紧凑进气道流动控制效果的五个因素进行优化设计。采用数值源项模型代替真实物理叶片进行流场求解，分析了27组涡流发生器应用于进气道流动控制的效果，从中找出各影响因素变量对进气道总压恢复、流场畸变不同影响，应用响应曲面法给出最佳影响因素组合，为超紧凑进气道被动流动控制设计提供技术参考。     

基于微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混机理

为了改善高超声速飞行器前体压缩面边界层速度型的饱满程度，降低进气道壁面流动分离的潜在风险，提出了基于阵列微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混方法。采用数值模拟方法研究了涡流发生器在来流马赫数7状态下的流动特性，揭示了主要流动控制机理，并分析了安装角对掺混效果的影响规律。研究结果表明：微型叶片式涡流发生器可对近壁气流产生一定扰动，形成局部大侧滑角、低压区域，掺混的主要机理在于叶片两侧分别形成扫掠激波、膨胀波，诱导近壁流体向叶片方向偏转，形成局部横向迁移，进而与主流产生掺混效应；负安装角的涡流发生器的扰动能力最强，但总压损失也最大；正安装角时涡流发生器的扰动能力随安装角的增大而增大；相比于无控制状态，所有叶片式涡流发生器均可降低边界层形状因子，安装角15°时的边界层形状因子最小，边界层速度型最为饱满，说明该状态下壁面流动具有较优的抗逆压分离能力。     

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

采用基于k-ωSST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。     

进气道旋流发生器的设计与数值模拟

为深入研究旋流以全面评价进气道/发动机相容性,设计了一套可调叶片转折角、叶片高度、叶片数的叶片式旋流发生器.利用CFD数值模拟技术,对旋流发生器进行了各种组合的流场计算,分析了可调参数对旋流发生结果的影响.结果表明,所设计的旋流发生器能够产生整体涡强度达8°～22°的旋流,叶片数对旋流整体涡强度的影响最为显著.