可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性.数值风洞实验采用代数Baldwin-Lomax湍流模型,雷诺平均Navier-Stokes方程,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场,并分析其流场主要气动特性,探讨桨叶载荷分布原因,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较.改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷.      

带喷流的超声速光学头罩流动显示

在马赫数3.8的超声速风洞中,以高时空分辨率的基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS,Nano-tracer based Planar Laser Scattering)技术为实验手段,研究了有无喷流的超声速光学头罩流场的精细结构,清晰地再现了流场中的激波、膨胀波、剪切层和湍流边界层等复杂结构.通过分析时间相关的流场NPLS图像,可以发现流场结构随时间的演化特性.结果表明:无喷流情况下光学窗口上方的大部分流场处于层流状态;有喷流情况下剪切层的层流区域较短,在很短的距离内转捩至湍流状态;喷流出口压力高于外界压力情况下剪切层的转捩位置比压力匹配情况下较为靠前,光学窗口上方的涡结构也较为复杂.比较而言,后者对气动光学性能的影响更大.     

后向台阶层流分离剪切层特性研究

应用激光测速仪对生向台阶层流边界层分离产生的剪切层在再附前的发展进行了测量，得到了时均速度、湍流强度及剪切层厚度等的分布特性，并研究了来流湍流度对台阶后流场湍强度分布及剪切层发展的影响，实验中发现台阶后有一个流速降低的区域，对此从涡动力学的角度作了解释。     

新一代引射式跨音速风洞的研究

本文介绍北京航空学院IDT-1甲型引射式前导性跨音速风洞的研究工作,其目的为新一代的高性能跨音速风洞设计进行预研。研究对象是新一代跨音速风洞的某些重要高性能指标。本文介绍现阶段取得的主要结果,并与国际上现代同类研究结果作了对比和讨论。 作者还对现代跨音速风洞采用引射驱动方式发表了个人意见。     

沟槽面湍流边界层湍流度分布

应用激光测速(LDV)技术对沟槽面湍流边界层湍流度分布进行了精细的测量,实验结果表明,在湍流边界层区域沟槽面湍流度最大值比光滑面要小,但出现的位置比光滑面要远.此外,紧靠沟槽面,即y++<4内,沟槽面有较大的湍流度,说明沟槽面有使近壁区流动紊动增加的趋势.对于y/δ≥0.06的区域,湍流度可用u′\u=2.3 exp (-0.9y/δ)描述,而在y/δ<0.06内,则有u′/u =36.4y/δ.     

后向台阶层流边界层分离实验研究

本文应用偏振差动式激光测速仪对后向台阶层流边界层分离、再附及发展为湍流边界层的整个过程进行了精细的量测,得到了时均速度、湍流强度等的分布特性。我们发现,在本实验条件下,层流边界层分离后在再附点处为过渡流,进一步发展最后形成湍流边界层。在湍流边界层区域,流速分布遵循对数律,但积分常数比平板湍流边界层中所得值要大。     

尖楔和半锥引起的激波／边界层干扰中相关特性研究

本文对于由尖楔和半锥等引起的后掠激波/边界层干扰中相关特性进行了实验研究。实验雷诺数Re=2.4×10~7/m,自由流马赫数Ma_∞=1.79,2.04和2.50。相关性研究的结果表明:在锥形干扰区域内,上游影响线和主分离线的斜率仅仅依赖于无粘激波强度,而无粘激波形状及湍流边界层特性对其影响不大。即在锥形干扰区域内,激波上游的流动特性主要依赖于无粘激波强度。     

用GAO-YONG湍流模式对翼型跨音粘流的数值模拟

应用GAO-YONG可压缩湍流模式,数值模拟了NACA0012,RAE2822翼型的定常跨音速粘流算例.对流项采用三阶ROE格式,扩散项采用二阶中心格式,用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果很好地预测了翼型表面的压力系数的分布、激波的位置、马赫数等值线的分布等情况,并且对翼型表面激波与边界层相互干扰以及层流向湍流的转捩问题进行了分析计算.计算结果与实验值符合很好,表明GAO-YONG可压缩湍流模式应用合适的计算方法能够高精度模拟翼型跨音粘性流动问题,并且基于GAO-YONG可压缩湍流模式各向异性湍流粘性的机理,提供了一种预测转捩起始位置的判别方法.      

“跨音速非等熵全位势方法及粘流/无粘流相互作用的计算”通过鉴定

流体所朱自强教授为首的课题组自1986年历经5年研究的“跨音速非等熵全位势方法及粘流/无粘流相互作用的计算”课题于1991年底通过校级鉴定,1992年3月初通过部级鉴定。课题组发展了一套以非等熵全位势方法解和三维可压缩湍流边界层积分方程反方法解相耦合     

一种专用的晶体振荡器电路M101及其应用

传统的晶体振荡器大都是采用以三极管为主的分立元件搭起来的,这种晶体振荡器的准确度可达到1×10-9/d以上的老化指标和10-10/τ以上的频率稳定性,应用也很广泛,但是它的线路比较复杂,不便于小型化,对于准确要求在1×10-8/d或低于1×10-8/d的晶体振荡器,可以采用一种新型的集成电路M101来实现.它的线路实现起来简单,可靠性高,开机特性(用AT切晶体,在稳定的室温下不加温控线路)可达到1×10-7/d专用集成电路主要介绍M101的使用情况.     

1989年8月5日太阳边缘活动区之上的绿日冕线

我们观测了1989年8月5日博尔德编号5629号黑子群上方的、具有激发连续谱和明亮节点的绿日冕光谱线。根据连续谱强度估算其电子密度为3×10~9—10~(11)cm~(-3)。半宽达1.2A。不考虑湍流速度求得电子的运动温度为4—5×10~6K。沿视线方向辐射较强区域的大小是0.5×10~9cm。     

再入飞行体远场二维湍流尾迹的工程计算方法

建立了再入体再入大气层形成的尾迹的工程模型,并运用边界层理论求解二维等压湍流尾迹流动。根据Ｐｒａｎｄｔｌ的湍流切应力的混合长度理论和Ｔａｙ－ｌｏｒ的涡量交换理论分别获得速度分布和温度分布,根据Ｌｙｋｏｕｄｉｓ的远场尾迹理论计算了轴心参数分布,并且获得了尾迹长度、自由电子数密度等尾迹参数。计算结果与同类文献一致。文章的目的是为计算尾迹的雷达散射截面提供初始参数。     

狭长型封闭舱室内非定常流动模拟的湍流模型比较

针对狭长型封闭舱室内非定常流动模拟的湍流模型选择问题，以飞机舱室为典型环境，使用相似准则为依据的热缩比法搭建了实验平台。将实验结果与RNG k-ε、DES、LES三种湍流模型的数值模拟结果进行对比和分析，评估狭长型封闭舱室内非定常流动特征研究中合适的湍流模型。结果显示，RNG k-ε和DES模型可以定性描述流动变化趋势，但是LES模型在流场非定常性和不稳定性捕捉更为准确，其流场结构更接近实验结果。模拟结果与实验结果对比显示，LES模型能更加真实地反映狭长型封闭舱室非定常流动的情况。     

用GAO-YONG湍流模型计算激波/边界层干扰

采用GAO-YONG可压缩湍流方程组,模拟了平板激波/湍流边界层干扰现象.运用SIMPLE算法求解方程组,并分别采用三阶精度的QUICK格式和中心格式离散对流项和扩散项.计算结果较好预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征: 分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布和速度型与实验值比较吻合很好.结果表明GAO-YONG可压缩湍流方程组能够高精度模拟平板激波/湍流边界层干扰流动.      

试验电子在湍流等离子体中的能量变化

在给定的湍流扩散系数的形式下,由准线性的扩散方程解出了在湍流等离子体中运动的试验电子束的分布函数。利用所得的分布函数和动力学方程,定义、并导出了两种不同形式的电子能量变率:一种是具有一定速度的电子的能量变率dε/dt;另一种是各种不同速度的电子的平均能量变率dε/dt。将所得结果与过去这方面的公式作了对比和讨论,结果表明本文所给出的能量变率表达式更有普遍性,过去采用的公式只是本文结果的特例。      

前飞旋翼三维湍流场的数值模拟

采用计算流体力学CFD(Computational Fluid Dynamics)方法,分析正常前飞和近地前飞时直升机的流场与性能.在直角坐标系中,采用有限体积法和压力耦合方程的半隐式法SIMPLER(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations Revised)算法求解三维定常不可压的湍流N-S(Navier-Stokes)方程.在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布、与本地流动参数相关以及时间平均的动量源项.计算方法还包括K-ε湍流模型和壁面函数法等措施.流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析直升机的具体设计问题.      

伞衣透气性对翼伞气动特性的影响

为了提高翼伞的飞行性能,需要研究伞衣织物透气性对翼伞气动特性的影响。使用不可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程模拟伞衣外部流场,建立了包含附加动量源项的多孔介质域控制方程模拟伞衣,对2种透气性材料模型和无透气性影响传统模型的气动特性和流场分布进行了二维和三维定常数值模拟。数值结果表明,求解多孔介质域控制方程可以得到较准确的伞衣透气速度,伞衣表面的湍流度急剧增加;使用较大透气量材料制作伞衣时,升力系数大幅下降,阻力系数大幅上升,同时会造成内腔泄压影响翼伞的外形保持;使用微透气量材料制作伞衣时,升力系数在小迎角时小于不透气模型,在大迎角时大于不透气模型,较小的透气速度能在大迎角时延缓边界层分离。     

恒压式气体微流量计的测控系统研制

恒压式气体微流量计的测控系统是在工控机控制下 ,采用电容薄膜规、光电编码器、铂电阻温度计等高精度传感器测量出变容室内气体的压力、体积变化率、温度等参量 ;采用两种恒压控制模式 ,在流量测量的动态过程中将变容室内气体的压力波动控制在± 0 0 1%之内 ;工作软件具有虚拟仪器界面 ,操作方便 ,实现了对流量计的计算机自动化控制和管理。恒压式气体微流量计能够提供 (3 96× 10 -4～ 3 6 4× 10 -8)Pa·m3 /s范围内的气体微流量。在 10 -8Pa·m3 /s范围内的相对合成标准不确定度为 1% ,在 (1× 10 -7～ 1× 10 -4)Pa·m3 /s范围内的相对合成标准不确定度为 0 7%。     

利用七孔探针对降落伞流场的试验测量研究

采用风洞设备,利用七孔探针对无伞顶孔的平面圆形伞的绕流场进行了试验测量。采用Labview和Matlab engine混合编程技术进行七孔探针的压力数据采集和实时数据处理,获得了伞衣周围的速度及压力分布情况;并对其进行了流场分析,得到无伞顶孔平面圆形伞充满状态下的流场拓扑结构,和沿伞衣径向的压差分布情况。该方法解决了降落伞流场无法定量测量的难题,为降落伞气动性能的分析提供了很好的技术方案。