侧壁抽气二元风洞的流场及最佳抽气研究

本文研究侧壁抽气对二元风洞流场的影响。根据质量守恒关系,阐明了侧壁抽气影响风洞势流的双重作用。除了改变侧壁附面层位移厚度从而影响势流的间接作用之外,侧壁抽气还有作为源汇分布影响势流的直接作用。后一个作用在过去尚未得到阐明。本文在这方面改善了原有的理论,给出了有侧壁抽气的二元风洞基本方程。在此基础上,进一步提出了最佳抽气的概念。在最佳抽气状态下,侧壁附面层扰动与抽气扰动相互抵消,从而可在二元风洞中实现无侧壁干扰的流动。文中还对实现最佳抽气的可能性进行了探讨。最后,提出了自适应最佳抽气的设想。     

风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。     

翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模拟试验对风洞侧壁干扰进行模拟，将简单代数湍流模型扩展用于机翼／风洞侧壁结合区流动，分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素，如翼型展长、风洞侧壁边界层厚度及侧壁边界层抽吸等，对实验结果的影响，得出了一些有用的结论。计算格式空间采用中心有限体积离散，时间采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。     

跨音速翼型试验侧壁干扰数值模拟研究

采用分区网格技术，数值模拟NACA0012翼型在二维风洞中的侧壁干扰特性。控制方程采用全场三维可压、雷诺平均的Navier—Stokes方程；计算格式采用Jameson中心有限体积、多步Runge—Kutta时间步长格式进行求解；湍流模型采用Baldwin—Lomax模型。通过分析不同迎角、马赫数和展弦比情况下的流动状态，反映了由于侧壁干扰而产生的二维风洞流场的三维性。     

跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

 在西北工业大学跨音速翼型风洞（又名57风洞）中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。 采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M相似文献   

基于N-S方程的翼型实验侧壁边界层控制

使用三维可压、雷诺平均N-S方程数值计算了NACA0012翼型在二元翼型风洞中不同迎角和马赫数状态下的压力分布,改进了划分计算网格的Hilgenstock方法,发展了一种利用N S方程计算结果,来确定翼型实验中为消除侧壁边界层干扰的抽气压力的方法。通过比较利用本文介绍的方法计算的NACA0012翼型实验侧壁抽气压力和相同状态下,在西北工业大学0.3m×0.1m二维跨音速风洞中经油流显示证明为合适的抽气压力,结果表明该方法是可行的。     

基于抽吸的亚声速平面叶栅风洞流场品质控制研究

提升平面叶栅风洞流场品质对于获取高质量、低不确定性的试验结果尤为重要。基于对原始叶栅风洞的测量结果,本文采用数值模拟方法进一步分析了来流攻角对叶栅流场品质的影响机理,并在试验段上侧壁不同位置处设置了两种抽吸方案,研究了抽吸槽位置以及抽吸流量对平面叶栅风洞流场品质的控制效果。研究结果表明：叶栅风洞固有结构对流场品质的影响随来流攻角的增大而增大,使叶栅进口的准确性和均匀性以及出口的周期性下降,可用测量范围缩小;抽吸能够减弱靠近上侧壁的三个通道的堵塞程度,从而扩宽进口均匀性及出口周期性的范围,使进口马赫数偏差小于0.01,进气角偏差小于0.5°;在可移动上侧壁和叶栅首叶片之间进行抽吸对叶栅进口均匀性提升较大,但对出口周期性提升很小;在叶栅首叶片吸力面中后部进行抽吸能够同时提升进口均匀性和出口周期性;在可移动上侧壁和叶栅首叶片之间开抽吸槽比在叶栅首叶片吸力面开设抽吸槽具有更好的工程应用性,但临界抽吸流量增加了两倍。     

附面层抽吸对叶栅表面分离流动控制的实验研究

以某高亚声速叶栅风洞为实验平台,运用粒子成像测速仪(PIV)对平面叶栅吸力面进行了附面层抽吸试验研究。验证了附面层抽吸技术在附面层分离流动控制方面的可行性和有效性。通过与数值模拟结果的对比分析,验证了本试验测量结果的可靠性。通过对不同抽吸位置处抽吸效果的研究表明:在同一抽气量下,合适的抽吸位置是控制附面层分离的重要因素。当抽吸位置处于分离起始点与严重分离区之间时,附面层分离才能够得到明显的抑制,流场结构得到显著的改善。     

高负荷平面叶栅风洞流场品质改进措施数值研究

为研究不同改进措施对平面叶栅风洞流场品质的改进效果与机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,利用数值模拟方法研究了试验器进口段上下侧壁抽吸措施、出口导流尾板措施、抽吸与尾板组合措施对叶栅风洞流场品质的改进效果。研究结果表明：上下侧壁抽吸减小了进口段的静压梯度,减弱了上下侧壁附面层对进口流体流向的影响;导流尾板减弱了外界大气对上侧壁附近通道的影响;抽吸与尾板组合措施结合了侧壁抽吸与导流尾板的优点,使得进口静压分布均匀,通道间压差阻力差异减小,对叶栅试验段流场品质的改进效果优于其他方案。在当前马赫数工况下可使叶栅进口64%的通道范围马赫数误差<0.01,冲角误差<0.5°,有三个连续通道出口周期性较好,并且轴向密流比<1.15。     

二元风洞中的侧壁干扰与侧壁抽吸

侧壁抽吸是目前抑制二元风洞侧壁干扰的一种流行做法。本文就抽吸的有效性、抽吸方案布局等问题进行了讨论分析，提出了有关看法。     

翼-身组合体绕流的Euler方程数值模拟

用代数方法生成翼-身组合体H-O型网格,并用有限体积法研制出翼-身组合体绕流三维Euler方程计算程序。该方法的特点是改进了机身与机翼表面网格点分布,机翼后缘有后掠时也能保证后缘与网格线一致。程序除能按常规提供横流截面展向压强分布外,还能提供弦向压强分布。对NASA TND-712的翼-身组合体模型的计算结果与实验符合很好。     

局部抽吸对边界层流动稳定性的影响和控制研究

在边界层壁面上,设计局部抽吸结构,采用直接数值模拟的方法,获得稳定的三维基本流.在此基础上,研究稳定及最不稳定的二维扰动T-S波的时、空演化机制;进一步探讨了局部抽吸的形式、强度大小及分布结构对二维T-S波的非线性演化影响及其对增长率的贡献大小.结果表明,局部抽吸结构诱导产生的三维基本流是扰动波得以快速增长的一个关键性因素,这是由于平均流剖面的改变及展向速度的出现,增强了流体运动中的不稳定性、扩大了中性曲线的不稳定区域范围.在最不稳定的二维扰动T-S波的非线性演化过程中,由于非线性作用的不断增强,逐渐激发产生出三维扰动波及高次谐波,其三维扰动波的流向波数和频率与二维扰动波的流向波数和频率相同;同时展向速度的大小对二维扰动波的增长、流动的失稳、流向涡的形成等方面都起着激励的作用.随着时、空的不断发展和非线性作用的迅速加强,正、负相间的流向涡逐渐形成,强度逐渐增大,流向涡的影响区域也在不断扩大,涡的形状逐渐拉伸变长,并出现强的剪切层,流动开始失稳等其它机制;这些结论与文献[4、5]的结果相吻合.     

吸力面附面层抽吸在三维高负荷扩压叶栅中的作用机制

对某矩形高负荷扩压叶栅在不同弦向位置开设全叶高抽吸槽的5组方案进行了数值研究,分析了抽吸槽弦向位置等参数对抽吸量分布规律的影响;通过叶栅实验探究了局部展向抽吸方案的效果.数值仿真的计算域包含吸附叶片内部的真空腔,边界条件按照实验条件设置.研究发现:全叶高抽吸方案的抽吸量沿展向大致呈C型分布;叶高中部和端部的主要抽吸效果都体现在叶高中部流场,端部的抽吸量对叶栅角区的回流有一定的抑制效果.抽吸量沿展向的分布规律受叶栅流道和叶片内腔流场的共同作用,因此应根据三维高负荷扩压叶栅流场的具体特性对吸力面抽吸槽/孔进行细化设计.      

Effect of an end plate on surface pressure distributions of two swept wings

A series of wind tunnel tests was conducted to examine how an end plate affects the pressure distributions of two wings with leading edge(LE) sweep angles of 23° and 40°. All the experiments were carried out at a midchord Reynolds number of 8×10~5, covering an angle of attack(AOA) range from -2° to 14°. Static pressure distribution measurements were acquired over the upper surfaces of the wings along three chordwise rows and one spanwise direction at the wing quarter-chord line. The results of the tests confirm that at a particular AOA, increasing the sweep angle causes a noticeable decrease in the upper-surface suction pressure. Furthermore, as the sweep angle increases, the development of a laminar separation bubble near the LEs of the wings takes place at higher AOAs. On the other hand, spanwise pressure measurements show that increasing the wing sweep angle results in forming a stronger vortex on the quarter-chord line which has lower sensitivity to AOA variation and remains substantially attached to the wing surface for higher AOAs than that can be achieved in the case of a lower sweep angle. In addition, data obtained indicate that installing an end plate further reinforces the spanwise flow over the wing surface, thus affecting the pressure distribution.     

基于非定常面元/黏性涡粒子法的低雷诺数滑流气动干扰

针对太阳能无人机螺旋桨滑流与机翼的气动干扰,考虑了低雷诺数流动下气体黏性和压缩性影响,并根据黎曼边界条件和涡量等效原则建立了能够快速计算分析螺旋桨-机翼气动干扰的非定常面元/黏性涡粒子的混合方法。首先使用有试验数据的风洞模型以及数值模拟技术对混合方法进行验证,在此基础上研究了不同安装位置与工况下螺旋桨与机翼的气动干扰。结果表明:螺旋桨对轴向气流的加速以及滑流诱导的上洗和下洗效应使机翼气动力呈现出增升增阻的现象,机翼升阻比有所下降。较大的弦向间距以及较高的垂直安装位置在减缓机翼升阻比下降的同时也使得螺旋桨拉力有所减小。对于多个螺旋桨的气动干扰,不同的桨叶旋转方向导致机翼气动力不同的变化规律,当旋转方向与机翼翼尖涡反向时,螺旋桨滑流能够抑制翼尖涡的强度,提高机翼气动效率。     

飞机螺桨声场的数值模拟方法

本文给出了预测飞机螺桨在自由空间内幅射的气动声场的一种数值方法。即时域内进行延迟时间积分的一类方法。在该方法中使用片条假设,并考虑厚度声源和负荷声源项作为非紧致声源。计算与实验结果对比表明,该方法和相应软件可作为一种工程手段来使用。      

亚音速升力面理论的一种新解法

本文提供了亚音速升力面理论的一种新解法,可求解亚音速流中有限翼展机翼的载荷分布。计算中采用传统的弦向级数和展向分条。证明了Mangler二重奇异积分可交换积分次序,从而使积分可解析地求出。对弦向积分的被积函数作多项式分段逼近,可使核函数的表达式成为封闭形式的有限和,导致性态很好的系数矩阵。计算结果与实验及其它方法的结果作了比较,并给出了计算效率。     

可压升力面理论桨扇气动设计反问题方法

结合桨扇几何与流动特征讨论了其两大类设计方法的特点，研究了基于可压升力面理论的一种桨扇气动设计反问题方法.相比于传统螺旋桨升力面设计方法，其在旋转坐标系中小扰动线性化假设下严格处理了桨叶旋转、流动压缩性、宽弦大后掠桨叶和桨叶间相互作用，体现了桨扇有轮毂而无机匣的特征.给出了桨扇设计中载荷-下洗角、厚度-下洗角核函数表达式，与机翼核函数的对比验证了其准确性，给出了其在升力面弦向积分和展向积分中的处理方式.讨论了反问题中各设计分布参数的给定方式，特别是最佳载荷分布的给定.构造了一种修正反问题设计中流动损失影响的损失模型.给出了设计算例，数值分析了该设计方法的准确性.研究表明，在跨声速区，反问题给定的弦向载荷分布与数值模拟的存在一定差异，这主要由该设计方法线性化假设与跨声速流动非线性的差别造成.反问题得出的基元功率系数分布、总体性能参数与数值模拟的吻合较好.      

叶轮机叶片的三维造型及其对叶片气动负荷的影响

研究叶轮机叶片的弯扭及掠形等因素对叶片气动负荷分布的影响。给出了一个针对叶轮机内部流动的一般的掠角定义。基于线化的小扰动理论,用解析方法对叶片三维造型各因素的位势影响进行了分析,并用三维粘性数值模拟进行了验证和分析。分析结果表明,叶轮机叶片的弯扭和前缘掠形对叶片的负荷分布有重要的调节作用。合理利用三维造型的负荷调整功能可有效地调整负荷沿展向和弦向的分布,为叶型设计提供新的自由度。