大湍流度对超低雷诺数下翼型受力及绕流的影响

实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下 NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼犁流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理.结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°～15°迎角下表...     

一种近壁理论湍流模型初探

在传统的k-ε湍流模型基础上,在近壁区放弃求解ε方程而代之以根据共振三波理论模型在近壁区系统计算的ε值构成封闭,通过对NACA0012二维翼形流场的计算,初步验证并适当修正了新的理论模型,由于注意到了理论模型计算结果的无量纲性,从而改善了该流场的计算结果,得到了与实验更为相符的C_p分布。本文的分析还表明,逆压力梯度对ε的影响非常显著,验证了理论分析和计算得到的结论。      

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

扰动来流下声控机翼分离流动的研究

本文介绍在扰动来流下声控机翼流动的试验装置、低速大攻角时的声控效果以及附面层中流动参数的变化规律,并由此得出：随着来流湍流度的增加,因声激励而产生的附面层中大尺度有序结构涡（ＬＳＯＳＶ）的脉动速度幅值Ｖｌ、湍流度增量ｕ′ａ／Ｕ∞以及升力系数增益△ＣＬ均将迅速减小,而激励声压级有效阈值ＳＰＬｅｆｆ则随之逐渐增大。周期性脉动来流在沿机翼附面层流动中急剧衰减,并对机翼分离流动（包括有或无声控）基本上没有什么影响。     

Passive and active control of near-wall turbulence

Wall skin friction reduction is the primary focus of this paper. Turbulent boundary layer structure and near-wall turbulence structure are considered in particular along with how passive and active modifications to the structure can lead to reductions in drag. Direct numerical simulation of low Reynolds number turbulent flow over streamwise aligned micro-grooved striations or riblets, particularly V-groove riblets and the application of a near-wall viscous model to the flow over more complicated riblet shapes (V and U groove, thin element, compound and spanwise non-continuous V-groove) are assessed. This assessment provides a qualitative basis for identifying features that may limit riblets to skin friction reduction of about 10%. This leads to consideration of three dimensional riblets or “humplets”, use of oscillations (both fluid and structural), selective interference with existing turbulence and selective introduction of new scales of turbulence with the aim always towards reducing skin friction.     

应用混合网格分析复杂积冰翼型气动性能

通过发展一种点-点对接的结构/非结构混合网格生成方法,避免了复杂积冰外形难以划分结构化网格的问题,并对复杂积冰翼型的气动性能进行了分析计算.在靠近积冰边界的内层采用了非结构网格以拟合复杂的边界,在非结构网格外采用结构化网格以节省存储空间和计算时间.为了检验网格对选用湍流模型的影响,整个流动区域分别采用SST和SA湍流模型,求解了雷诺平均N-S方程.数值计算结果表明SST模型更适于模拟复杂分离流动,积冰对翼型的气动性能造成了严重的影响.     

不同热边界对超音速机翼气动热数值分析的影响

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响，且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程，通过流场与固体壁面交界处的信息传递，实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究，对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应，结果表明：不同翼型具有与气动力相似的的气动热效应；内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实；考虑机翼燃油箱满油时，三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200w/m2。     

降雨条件下翼型的气动特性

采用计算流体力学方法对降雨条件下翼型的气动特性进行了研究.通过求解定常可压的Navier-Stokes方程来计算流场,采用拉格朗日法对流场中的雨滴轨迹进行了模拟跟踪,得到了翼型表面的雨滴收集率;建立了水膜层数学模型,并假定水膜层沿着翼型表面的法向方向增长,预测了降雨引起的翼型外形的变化,并得到了水膜层表面的粗糙度高度;采用k-ωSST(shear-stress transport)两方程湍流模型结合增强的壁面函数,研究了降雨对翼型气动特性的影响.结果表明,在低迎角范围内,降雨对翼型的升力系数和阻力系数影响很小;当达到失速迎角后,降雨会引起上翼面边界层气流的提前分离,造成翼型气动性能的严重损失.      

锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用,对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质,其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律,并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明:锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高;湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处,锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。     

仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。     

大型低速翼型风洞侧壁边界层控制系统研制

介绍了NF-3大型低速翼型风洞多喷嘴级联吹气侧壁边界层控制系统的结构和原理。为验证本系统的功能和性能,采用侧壁吹气方案并使用增量式PID控制算法进行气源压力的控制,对具有增升装置的GAW-1翼型进行了侧壁边界层吹除试验研究。试验结果表明：（1）使用侧壁吹气系统后翼型模型中间截面最大升力系数由2．79增加到2．84,增加幅度1．8％,且模型端面截面的升力系数与中间截面的升力系数基本上相等;（2）利用增量式PID控制算法对气源压力的精确控制较好地完成了风洞侧壁吹气功能,改善了翼型表面流动,减小了侧壁边界层对翼型试验结果的影响。     

Computations of unsteady transonic flow over airfoil at low Reynolds number

Transonic flow over a thin airfoil at low Reynolds number was studied numerically by directly solving two-dimensional full Navier-Stokes equations through 5th order weighted essentially non-oscillatory(WENO) scheme without using any turbulence model.A series of distinguished unsteady phenomena for a thin 2-D transonic airfoil flow were presented.Due to continuous adverse pressure gradient in the subsonic flow downstream of the sonic line, the unsteady separated boundary layer with main vortex and secondary vortex was developed at the rear of the airfoil.At the trailing edge,the vortex-shedding was characterized by periodical connection of the main vortex and secondary vortex on the other side of the airfoil.The unsteady separation and vortex-shedding occurred with the same period.On the airfoil surface,the average pulse pressure related to the unsteady supersonic region was obviously smaller than that related to the vortex-shedding at the trailing edge.With the attack angle increasing from 0° to 2°, the frequency of vortex-shedding decreases about 4.2%.At last, the turbulence intensity and many second-order statistics in the wake region were investigated.      

微吹气对湍流平板边界层流动特性的影响及其减阻机理

微吹气技术能够改变平板湍流流场结构,减小平板表面的摩擦阻力。采用直接数值模拟方法,计算了来流马赫数0.7条件下,流场流过光滑平板和NASA-PN2多孔平板表面两种情况,通过对比这两个算例的相关流场特征,验证了微吹气控制减阻的有效性,局部最大减阻率达到了45%,并且由于微吹气控制的"记忆"功能,减阻效果在微吹气流域下游仍会持续一段距离,增加了减阻区域的流向面积。壁湍流摩擦减阻的原因在于近壁区域出现了一个低速的"湍流斑",黏性底层厚度增加,速度型曲线被抬升。但与此同时,边界层内湍流速度脉动也得到了增强。进一步对流向脉动涡演化规律分析,发现微吹气对流向脉动涡发挥着多重作用。在增加流向脉动涡强度的同时,还使得流向涡团向远离壁面抬升,这样减小了流向涡与壁面之间直接作用。此外,微吹射流产生的冲击作用会在流向涡表面留下凹痕,使得流向涡分散成相对小的涡团结构。     

沟槽表面边界层湍动能分布规律

 通过对不同风速下不同尺寸V型沟槽表面及光洁平板表面边界层内湍动能的测试,对比分析了沟槽表面边界层湍动能的分布规律。试验在一小型专用风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃材质的矩形平板结构;而在沟槽表面理论零点及壁面摩擦速度的计算中,采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式同时计算壁面理论零点和壁面摩擦速度的改进方法。最终研究结果表明,沟槽结构主要影响边界层流场的近壁区,沟槽的存在提高了边界层中黏性底层内湍流脉动所具有的动能,有效降低了边界层中过渡区内的湍动能,最大相对降幅超过10%,较好地验证了基于“二次涡”的沟槽表面减阻理论。     

Aerodynamic characteristics of unsymmetrical aerofoil at various turbulence intensities

A series of wind tunnel tests were performed to investigate the effect of turbulent inflows on the aerodynamic characteristics of the unsymmetrical airfoil at various turbulence intensities and Reynolds number. To assess the aerodynamic characteristics, surface pressure measurements were made over the unsymmetrical airfoil surface by using a simultaneous pressure scanner MPS4264 of Scanivalve make. Self-generated passive grids made of parallel arrays of round bars were placed at four different locations to generate various Turbulence Intensities (TI) in the wind tunnel. The location of the passive grid has been normalized in terms of considering the distance between the entry of the test section and the leading edge of the model. Based on the wind tunnel results, by comparing the baseline without grid low turbulence case TI = 0.51% with other turbulence generated cases like TI = 4.68%, 4.73%, 6.04% and 8.46% at different Reynolds number, it is found that the coefficient of lift increases with the increase in the turbulence intensity. Results also reveal that the flow featuring turbulence can effectively delay the stall characteristics of an airfoil by attaching the flow over the airfoil for an extended region. Additionally, attempts were made to understand the influence of turbulence on the aerodynamic hysteresis.     

单转子压气机出口三维流场紊流特性

单转子压气机设计状态出口叶尖通道中部、叶根吸力面角区和转子尾迹内具有较强的紊流脉动,泄漏涡是造成尖部气流掺混的主要因素。近失速状态通道内气流脉动明显增强,并沿周向和径向呈现出较大的梯度,叶尖通道中部的紊流强度分布证实了气流剧烈交混的发生,0.87 叶高和0.25 叶高吸力面附近的强紊流中心来源于叶背附面层分离形成的旋涡。在出口测量截面上紊流强度3 个分量的最大值,径向分量最大,轴向分量次之,切向分量最小。      

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能.     

NLR-7301高升力翼型绕流评估计算

探讨了在二维高升力多段翼型绕流计算中附面层网格采用各向异性三角形网格的技术。通过对经典的NLR-7301两段翼型绕流的计算,从数值计算角度评估了自研混合网格雷诺平均N-S方程求解软件对该类型附面层网格的解算能力。通过与确认试验数据对比,在附面层采用各向异性三角形网格进行二维高升力多段翼型绕流计算,其结果具有较高的可信度。在此基础上,采用同样策略,评估了多段翼型绕流计算中翼型后缘的几何处理、湍流模型选取等关键CFD要素对计算结果的影响。     

转捩模型在翼型气动性能预测 中的应用研究

边界层转捩位置的准确预测对于提高飞行器气动性能的预测精度具有重要意义.选取与k-ω SST湍流模型相耦合的γ-Reθt模型,以零压力梯度平板为研究对象,通过求解基于有限体积法的雷诺平均N-S方程验证该模型自动捕捉流动转捩的准确性;将该模型应用于传统有压力梯度的NACA 0012翼型的流场特性和气动性能的研究中,并与原始k-ω SST模型的计算结果及全湍流试验数据进行比较.结果表明:远场边界距离对翼型阻力系数有较大的影响;与无转捩模型相比,γ-Reθt转捩模型对翼型阻力系数的预测精度有一定程度的提高;对于二维模型,γ-Reθt转捩模型难以捕捉翼型表面的三维效应和非定常分离特性.     

高超声速流动中噪声与湍流度的关系

在不可压缩流动中，湍流度对流动失稳与转捩的影响机制有很多研究成果，已发展了一些依据其大小预测流动转捩的模型应用于工程设计。但在高速可压缩流动中，湍流度很难测量，给该速域的流动转捩预测建模带来困难。近年来的研究表明，高速流场（马赫数≥3）中的噪声是影响流动转捩提前与推迟，甚至决定转捩途径的关键因素。但流场噪声与湍流度对流场的激励机制有没有内在联系，或流场噪声与湍流度理论上是否存在相互关联，迄今仍缺少理论分析结果。由于可压缩流场中噪声的测量相对容易，因此探讨流场噪声与湍流度之间的定量关系具有重要的理论意义和实用价值。讨论了Euler系统中各类双曲波特性，重点分析了流场声波中脉动压力与脉动速度的本质联系，从理论上得到了声压级与声致湍流度的关系。同时，为了对影响湍流度的因素有更全面的认识，导出了非声扰动与非声致湍流度的关系。为建立高速流动转捩预测模型和探讨天地一致性问题，奠定了一定的研究基础。