S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析

利用FLUENT软件对S弯进气道旋流畸变进行数值模拟,通过分别对不同攻角、侧滑角飞行状态下的进气道沿程及出口流场进行分析,展现了旋流畸变的产生机理和发展过程。引入旋流评价指标,对旋流畸变进行评定,并与总压畸变评价体系进行对比和分析。研究表明:该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化,但旋流强度随攻角的增大略有减弱;在侧滑状态下,该S弯进气道出口对涡旋流消失,旋流以整体涡出现且强度较大;传统的总压畸变指数无法描述旋流,引入的旋流评价指标能较为准确、直观地评定旋流畸变强度和流场结构。     

S弯进气道中流场畸变的监测研究

本文研究了 S弯进气道在大攻角条件下的畸变流场特性。结果表明 ,S弯进气道出口的总压低能量区位置和攻角之间存在极为密切的对应关系。本文提出可以用管道出口的低能量气流位置角度作为 S弯进气道旋流的一个监测参数     

S弯进气道旋流缩涡实验研究

本文提出的旋流缩涡法采用了一种结构简单的缩涡器, 是一个金属薄片弯成的框架。这个缩涡器框架被安置在进气道喉道前, 通过4个薄片固定在模型上。实验研究表明:该法可缩小由S弯进气道进口分离所造成的单涡旋流作用范围, 并提高出口截面平均总压系数。      

带旁通的双S弯进气道设计及性能

针对一种带旁通的双S弯进气道开展了气动设计和性能仿真研究。探索了改变第一S弯长度对进气道的影响,通过流场流动和砂粒轨迹的分析,对初始设计的模型进行修正,然后在修正后的基准模型的基础上,采用数值模拟方法,重点研究了不同扫气比和过渡截面面积比对进气道管道内流动特性和排砂效率的影响。结果表明：第一S弯的长度过小则气动性能好但不利于排砂,过大则气动性能差但排砂效果好。过渡截面面积比在减小的过程中,进气道气动性能略微下降。当形成分离涡后,总压损失迅速增大,但出口总压畸变指数降低。面积比过大或者过小都不利于进气道排砂。随着扫气比增大,排砂性能提高,进气道出口总压恢复基本稳定,畸变增大。     

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

端弯联合弯叶片对叶栅旋涡结构和气动性能的影响

为了研究弯叶片弯角、端弯弯高和端弯弯角三个参数对扩压叶栅流道内的旋涡结构和气动性能所造成的影响大小和交互作用的主次顺序,以环形扩压叶栅为研究对象,通过正交试验设计的方法,对试验结果进行分析。结果表明,存在一个最佳弯叶片弯角以平衡集中脱落涡和壁角涡对叶栅出口总压损失分布的影响;弯叶片弯角的提高会导致壁角涡减弱并且涡核靠向端壁,集中脱落涡增强并且涡核靠向流道中部;旋涡结构的变化进而导致端部高损失区域损失减小并且靠向集中脱落涡涡核,流道中部损失增厚并且向中部收缩。端弯的弯高和弯角对角区的影响明显强于流道中部;壁角涡强度的提高导致端部损失的增加;集中脱落涡涡核向端壁移动,导致流道中部损失向端区扩散,但损失减小有限。     

出口宽高比对双涵道S弯喷管流动特性的影响

为了明晰出口宽高比对基于真实排气混合器构型的S弯喷管流动特性的影响机制,数值模拟了不同出口宽高比下的双S弯喷管内/外流特性。结果表明：出口宽高比对排气混合器附近的流场特征影响较小,但增加出口宽高比导致喷管下游纵向转弯处的涡量减小,而涡的横向运动更加剧烈,由此带来的涡损失及内/外涵掺混损失沿纵向有所减小,沿横向持续增大。随着出口宽高比的增加,纵向两弯处及等直段区域的壁面剪切应力减小,相应的摩擦损失和局部损失降低;而上、下壁面极限流线的扩张-汇聚程度增强使得该区域的摩擦损失增大。宽高比的增加导致喷管出口附近气流的轴向速度逐渐增大,出口下游的尾喷流速度核心区长度逐渐缩短。不同出口宽高比条件下,喷管几何构型与排气混合器相互作用产生的多种流动损失的变化趋势相反,综合起来对S弯喷管的气动性能影响较小。     

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。      

格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响

给出了在进气道内加装格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响。结果表明,格栅明显地降低了S弯进气道出口二次旋流,且使原始单涡旋流消失,出口流场畸变度减小,进气道的雷达散射截面值显著降低,但同时也降低了进气道出口截面上的平均总压恢复系数。还给出了格栅几何尺寸的影响,及设计中如何选择格栅尺寸。     

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.      

进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究

本文通过在Ｓ弯管道进口段安装水平导流叶片，引主流气流吹除进口分离，有效地 出口旋流和流场压力畸变，使总压恢复提高。其抑制效果与叶片的安装角、安装位置及叶片宽度等参数有关。文中还探讨了安装多块导流叶片时的旋流抑制效果。结果表明安装三块导流叶片片可进一步降低旋汉，减流场压力畸变，并可以彻底消除单涡旋流，且有总压恢复提高。     

矩形S弯扩压器内旋流的发展及其气动特性

通过对矩形Ｓ弯扩压器内流动的详细观察和测量，给出了出口单涡游流形成的条件及其发展过程、旋流与总压畸变图谱的关系等结果，从而进一步丰富了前人所得出的关于旋流的形成和发展的结论。     

大型运输机地面涡流场数值模拟

针对地面涡现象,建立了大型运输机装配涡扇发动机的三维模型,采用数值仿真方法模拟计算不同风速、风向、滑行速度条件下的地面涡流场。根据计算结果分析得到了地面涡流场分布特征及变化规律,提出了该型机运营过程中的注意事项。结果表明：针对该型机,地面涡进气主要造成进气旋流畸变,进气总压畸变水平较低,畸变指数保持在1.1%～1.7%之间。逆风风速大于5 m/s时地面涡消失,其强度随风速增加先增后减;随着风向变化,地面涡流场的涡系结构不断变化,处于下风侧的短舱更容易产生地面涡;滑行条件下地面涡强度变化较小,滑行速度达到3 m/s时已无涡吸入。实际使用中,地面静止开车时应着重观察旋流畸变较大的1号、4号发动机的工作状态;滑行时应着重观察地面涡吸入能力较强的2号、3号发动机的外物吸入情况。     

端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响

以某高负荷压气机叶栅为研究对象,应用数值模拟方法探索了叶栅端壁不同抽吸位置对角区流动结构、通道漩涡发展过程以及叶栅性能的影响规律,寻求控制角区分离的可行方法。研究结果表明:在叶栅前缘上游5%C(弦长)位置实施抽吸,延缓了通道涡的形成,但导致叶栅来流攻角发生改变,在角区形成角区分离涡,并且该漩涡与通道涡相互促进,进一步恶化叶栅流场,导致叶栅落后角增大,损失增加;在叶栅通道激波后25%C端壁抽吸,吸除了上游端壁积累的高熵低能气流,制约了通道涡的迅速发展,改善了叶栅通道的流场结构,降低了流动损失,但并未对上游流场产生较大影响,是一种可行的方案。然而25%C处抽吸后,未能完全消除分离,在端部与叶栅通道主流之间存在较高损失区域。     

某 Bump 进气道流动控制计算研究

以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。     

S弯扩压器内旋流的监测参数

 一、实验模型和设备 研究用的实验模型为一个带有进气导流段的矩形截面S弯扩压器（见图1）。进气导流段设有可更换部分,使导流段相对扩压器的角度在攻角方向由0°变为5°、10°、15°、30°、45°或60°,以改变扩压器进口截面的气流条件。导流段的进口采用了ρ=60sin2α的双纽线外形。模型设计及其详细的几何尺寸见文献[1]。     

Review of flow control mechanisms of leading-edge vortices

Vortex control concepts employed for slender and nonslender delta wings were reviewed. Important aspects of flow control include flow separation, vortex formation, flow reattachment, vortex breakdown, and vortex instabilities. The occurrence and relative importance of these phenomena strongly depend on the wing sweep angle. Various flow control methods were discussed: multiple vortices, control surfaces, blowing and suction, low-frequency and high-frequency excitation, feedback control, passive control with wing flexibility, and plasma actuators. For slender delta wings, control of vortex breakdown is achieved by modifications to swirl level and external pressure gradient acting on the vortex core. Effects of flow control methods on these two parameters were discussed, and their effectiveness was compared whenever possible. With the high-frequency excitation of the separated shear layer, reattachment and lift enhancement in the post-stall region is observed, which is orders of magnitude more effective than steady blowing. This effect is more pronounced for nonslender wings. Re-formation of vortices is possible with sufficient amplitude of forcing at the optimum frequency. Passive lift enhancement on flexible wings is due to the self-excited wing vibrations, which occur when the frequency of wing vibrations is close to the frequency of the shear layer instabilities, and promote flow reattachment.     

S弯进气道内附面层抽吸控制对风扇级性能的影响

为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响,在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后,将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道,进而展开全流道数值研究,着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明:吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升,堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%;进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部,所占区域面积沿流向逐渐减小;接触转子至动叶前缘区间内,畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移,最终覆盖约3个流道;静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离,且分离主要发生在50%叶高以下,吸气后略有减弱.