涡扇发动机全加力状态收油门过程中分流环参数变化的飞行试验

通过在飞行条件下对某型涡扇发动机端部厚度分别为1.0mm和1.5mm的分流环静压和变形量进行实时数据采集,得到了不同飞行高度、速度条件下,分流环内外壁面静压值以及分流环的变形量.结果表明:飞机在发动机全加力状态飞行时急收油门过程中,分流环内外壁面静压差值会产生急增,差值增量随飞行速度的增加而增加,分流环厚度越小,增量越大;分流环内外壁面压差是导致分流环变形的主要原因,并给出了该型分流环变形量随压差的变化关系.      

网格对高超声速钝头体表面热流数值模拟结果的影响

高超声速钝头体热流的精确预估，对高超声速飞行器热防护的设计具有重要意义，而网格划分尺度对预估飞行器表面热流精度具有重要的影响。应用理论分析及数值模拟方法，提出了一种基于壁面网格雷诺数及基于钝体特征长度的来流雷诺数网格划分方法，并给出了壁面网格雷诺数的取值范围。应用所提出的网格划分方法，对不同来流条件的高超声速半圆柱及球头表面热流进行了数值模拟，结果表明，应用所提出的网格划分方法，及给出的可供参考的壁面网格雷诺数的取值范围划分网格，在满足高超声速钝体表面热流精度要求的同时，有利于网格合理分布并提高数值计算效率。     

壁面喷流可控环量机翼的数值计算

本文提出一种适用于可控环量机翼研究的势流/粘性流的数值解法,包括钝体分离绕流的一种势流解,以及改进的Spalding统一边界层理论的解。通过对具有壁面切向喷流可控环量圆柱绕流和类椭圆翼绕流所作出的数值计算表明,在其计算模型确定后,就不必依赖实验数据来模拟实际问题,计算结果与实验数据符合较好。     

环量控制尾梁参数研究

为了掌握环量控制尾梁机理,本文研究了用壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数,也可降低喷气能量消耗.     

环量控制尾梁参数对直升机尾梁侧向推力的影响

用动量源法模拟了旋翼的下洗流,对壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数进行了研究,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数(喷气强度)和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;旋翼下洗流中单缝最佳缝隙位置与风洞中相差很大;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数.     

谱单元法及其在多圆柱绕流分析中的应用

系统阐明谱单元方法,基于谱单元方法对低雷诺数Re=200时不同间距下的顺排两圆柱和Re=150正方形排列的四圆柱绕流及其阻力系数、升力系数等进行数值模拟。研究比较不同间距比L/D(两圆柱圆心距离与圆柱直径之比)对两圆柱和四圆柱绕流的影响,计算分析了涡量图分布、平均阻力系数和斯托罗哈数随间距比的变化。研究表明,间距比对顺排两圆柱和正方形四圆柱绕流影响显著;顺排两圆柱绕流存在临界间距比,在Re=200时临界间距比约为3.6。正方形排列四圆柱存在三种流态。当流场从一种流动形态变成另外一种流动形态时,力学参数发生显著变化,在某些间距比区间内出现骤升或骤降现象。     

虚拟体法数值模拟双圆柱强迫振荡系统

用虚拟体方法研究了均匀流及尾流中圆柱横向振荡的流动特征.单圆柱结果与相关试验吻合,得到了"锁定"区域,发现涡量跳跃现象.对小间距双圆柱的数值模拟发现,在"锁定"区域附近随激励频率的增加流场特征会出现若干显著的变化,包括涡量的跳跃,涡模态的改变,正负涡量带的形成和消失.在大间距情况下发现下游圆柱的振荡对上游尾涡脱落没有明显的影响,下游圆柱尾流场没有发现"锁定"现象.     

基于黏性涡域法的二维钝体绕流模拟

针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题，一种确定性涡方法(黏性涡域法)逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法计算模拟了二维钝体的流场、气动系数及斯特劳哈尔数，并与其他成熟CFD软件计算结果对比来验证模拟精度。黏性涡域法的模拟过程为生成涡量、涡量演变及气动计算。文章首先推导了该方法各过程的基本方程，然后基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序，最后利用Gnuplot实现流场可视化。利用黏性涡域法模拟不同雷诺数下圆柱绕流、不同无量纲频率和无量纲振幅的振动圆柱气动力时程、不同风向角下的方柱绕流，结果表明：雷诺数为2×10²～1×10⁵时，基于黏性涡域法的圆柱绕流气动计算结果与其他方法的计算结果基本一致；基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动计算结果与其他文献结果趋势相同。     

圆柱体亚、超临界流态壁面剪切应力分布随雷诺数变化的实验研究

本文介绍了应用表面热膜实验技术,对圆柱体亚、超临界流态壁面剪切应力分布随雷诺数的变化所进行的实验研究的概况和实验结果。实验结果显示了绕圆柱体横向低速流动的附面层状况和壁面剪切应力随雷诺数变化的过程和规律。     

绕平板上直圆柱体的高超声速湍流分离流

本文给出直圆柱上游中心线上壁面压力和热流特性及其分离激波运动的特征参数。试验条件是:自由流马赫数为7.8和5,单位长度雷诺数为3.5×10~7/米和4.7×10~7/米。结果表明:1.直圆柱上游中心线上的流场是一个有二次分离的流场,平均壁面压力分布呈双峰型,平均热流分布略有不同,出现一近似平台区,但在分离激波上游影响起始区域和直圆柱前缘邻近区域(x/D<0.5),两者变化极其相似。来流马赫数愈高,分离激波在中心线上的上游影响区长度和峰压及峰热值愈大。2.分离激波是极其不稳定的,出现大尺度低频运动,激波流向运动尺度约0.5D,振荡频率主要集中在2.5kHz以下。     

绕钝体分离流动的非定常数值模拟研究

利用非定常RNGk-ε模型对三种典型的钝体绕流问题进行了研究,这三种流动分别为:方柱绕流、圆柱绕流和绕立方柱流动。研究表明了采用非定常雷诺平均方法可以研究钝体绕流的非定常流动,但所获得的结果各不相同。对于分离角固定的方柱绕流和绕立方柱流动,数值模拟结果和实验以及大涡模拟结果吻合较好,对于分离角不固定的圆柱绕流,随着雷诺数的增加,数值模拟结果和实验结果相差越大,分析认为这是由于壁面模型无法准确预测流动中不固定的分离角所致。改进了绕立方柱流动的模拟方法,采用非定常模拟方法后获得的结果要比定常模拟方法得到的结果有了根本改善。     

Transverse curvature effects in turbulent boundary layer

The effect of transverse surface curvature on the turbulent boundary layer is reviewed by recourse to experiments on axial flow along a circular cylinder. Three flow regimes are identified depending on values of the two controlling parameters, namely, the Reynolds number and the ratio of the boundary layer thickness to cylinder radius. The boundary layer flow resembles a wake when both parameters are large. As expected, the effect of curvature is small when the Reynolds number is large and the boundary layer is thin. When the boundary layer is thick and the Reynolds number is small, which is typical of laboratory investigations, the effect of transverse curvature is felt throughout the boundary layer with evidence for relaminarization at the low Reynolds numbers. This review describes the experimental evidence and points out gaps that remain.     

带射流冲击短扰流柱排内的流动和损失

用五孔探针测量了带射流冲击的短扰流柱排内的流场，并用压力扫描阀测量了端壁和柱面的压力分布，分析了在涡轮叶片尾缘区内射流冲击强化扰流柱排通道内换热的机理，研究发现，带射流冲击时流动在靠近扰流柱表面附近速度较大，在对称中心区域有大片低速区，压力系数远远小于无射流时情况，气流经过孔板后压力系数迅速下降，达到最小值，沿流动方向压力系数逐渐恢复。随喷射雷诺数增大，扰流柱表面的分离点位置后移，总结出了实验工况范围内带射流冲击的短扰流柱排内压力损失系数与雷诺数之间的经验公式，便于工程实际应用。     

基于被动控制的D型钝体减阻大涡模拟研究

钝体减阻在航空航天等多个领域内具有重要的应用潜力,也是重要的基础研究热点问题。为了精确捕捉流动控制的流动细节,并发展效果优良的流动控制减阻方案,论文围绕抽象出的D型钝体,采用大涡模拟方法,开展了被动控制减阻高精度数值模拟研究。首先基于前期研究成果,对D型钝体尾迹区剪切层附近放置一个光滑小圆柱的被动减阻方法开展了数值模拟,发现总阻力减小17.7%,与试验结果吻合很好,同时数值预测的速度场分布也与试验结果吻合良好。在此基础上,进一步提出了采用齿槽型表面结构的小圆柱对D型钝体尾迹区进行扰动,并开展了数值验证,发现总阻力减小21.4%,优于前期的减阻方法。最后研究了在三种雷诺数工况下两种小圆柱扰动情况下的减阻效果,均表现出良好的减阻效果,两种小圆柱扰动下总阻力最大降幅分别为19.6%和23.1%,同时基于大涡模拟计算结果对减阻流动机理进行了探讨。上述研究结果表明,通过进一步优化流场结构,可以得到更优的流动减阻方案。     

旋转同心双轴间流动的热态实验

某型发动机高、低压涡轮轴间环形气流通内的流动可以简化为两个独立旋转同心双轴环道内的流动问题。对其控制方程以及边界条件进行无量纲化，得出了实验准则，设计并建立了实验台，以实验方法研究了具有轴向通流的独立旋转同心双轴环道内的流动规律。结果表明，随着冷气雷诺数增大，阻力系数总体趋势减小；冷气雷诺数的影响远大于内轴和外轴旋转对流动的影响。     

任意运动变形边界流场测量PIV算法的研究：薄膜涡激振动

提出了一种精确测量任意运动变形边界流场的粒子图像速度场PIV算法,能智能识别强流固耦合问题流场测量中任意运动变形的边界信息,然后生成贴体自适应的图像互相关计算窗口,计算获取运动变形边界附近的速度场数据。这一算法可大大提高任意运动边界附近流场的测量精度,为流固耦合问题的理论分析和数值计算验证提供可靠的高质量实验数据。针对数字合成给定流场的粒子图像序列,采用所发展的PIV算法对粒子图像区域中的运动变形边界进行了精确识别,高质量地复现了原始流场信息。最后,对低速闭式循环水洞中的钝体尾流柔性薄膜涡激振动现象进行了PIV实验测量,获得了柔性薄膜大变形运动状态下的瞬态流场特征。     

A thorough experimental investigation of shock/shock interferences in high Mach number flows

The Types III and IV interference flows, as defined by Edney, and corresponding heat transfer distributions were investigated experimentally. The model consists of a cylindrically blunted plate and a wedge serving as an oblique shock generator. The ‘thin wall’ technique was used for heat transfer measurements on the cylinder surface. These experiments were carried out in the TsAGI short duration wind tunnel UT-1 at Mach numbers 6 and 16 in air and at Mach number 6.6 in carbon dioxide. The Reynolds number based on the plate bluntness diameter was varied in the range 2.2×10⁴ to 1.6×10⁶. Tests of the cylinder alone (without the wedge) at Mach number 6 and for different Reynolds numbers revealed an influence of incoming disturbances on the stagnation line heat transfer. The influence of the impinging shock location on the interference heat transfer was carefully investigated. Systematic calculations of inviscid flow at Mach number 6 were also performed. Estimations of the maximum interference heat transfer rate, based on these calculations and a boundary layer approach, compare well with the data. Influence of the specific heat ratio on the interference flow was studied. These experiments and calculations revealed important features of interference flow patterns and heat transfer distributions.     

Assessment of some self-adaptive SGS models for wall bounded flows

Self-adaptive subgrid-scale models for large-eddy simulation of wall bounded flows using a second-order accurate numerical method are described and assessed on the plane channel flow configuration. These models do not include any information related to the location of the wall, and are based on the three following approaches: dynamic modelling as proposed by Germano, filtered models and selection function. These three techniques are found to be efficient, i.e. they yield vanishing subgrid viscosity when approaching the solid wall without any information related to its location. Strong sensitivity of the results to both Reynolds number and grid resolution is observed. The selection function is found to lead to the lowest subgrid-viscosity level.     

趋于临界马赫数的圆柱跨声速绕流特性分析

通过深化认识趋于临界马赫数Ma_cr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据。采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma_∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×10⁵的圆柱跨声速绕流。结果表明:当Ma_∞趋于临界马赫数(Ma_cr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制;通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性;圆柱的阻力减小与其背压上升有关;剪切层初始阶段的对流马赫数Ma_c随Ma_∞的增加而增大,而增长率相反,这使得剪切层更为稳定、柱体背压更高。此外,由于Ma_∞=0.85时边界层分离点处的激波和尾迹处的激波向下游推移,使得近尾迹处的湍流脉动减弱,进而导致柱体的表面压力振荡和升力系数振荡被抑制。     

展向不同间距壁面粗糙元对近壁湍流拟序结构的影响

采用氢气泡流动显示技术,研究了壁面不同展向间距粗糙元对近壁湍流拟序结构的影响。实验中粗糙元布置在氢泡丝前,其间距按如下两种排列设置：粗糙元直径的0、1和3倍,等间距1、2和4cm;每种情况粗糙元直径均为2.3、4和6mm。基于平均流速和水力直径的流动雷诺数从14000到48000变化。实验观测了光滑壁面和粗糙元壁面的近壁湍流拟序结构条带特征。发现：对于两种不同排列,相同雷诺数和相同粗糙元间距条件下条带有量纲间距均随着粗糙元直径增大而减小,条带有量纲高度均随粗糙元直径的增大而增大;相同雷诺数和相同直径粗糙元条件下条带有量纲间距均随着展向间距增大而增大,条带有量纲高度均随展向间距的增大而减小。粗糙元壁面湍流条带有量纲间距均比光滑壁面小,条带有量纲高度均比光滑壁面大。研究结果对近壁湍流的流动控制具有重要指导意义。