气动减阻表面对平板边界层影响

基于微纳米材料的气动减阻与疏水防冰混合涂层技术,旨在通过先进表面材料的参数化设计,以减缓大型风力机叶片等的气动载荷,提升气动性能。文中通过构建边界层精确测量技术和边界层特征参数辨识方法,结合近壁流动频谱特征,研究分析了一种减阻涂层对有限长平板边界层流动的影响。研究结果表明,减阻表面的微米级结构促使边界层粘性底层形成低雷诺数分离泡和脱体微旋涡。相较于金属固壁表面,气动减阻表面层流边界层在0.1 mm尺度内的微分离泡和微旋涡,对底部流动阻滞起到疏导作用,增强了层流稳定性,从而推迟边界层转捩。通过降低固壁摩擦阻力,进一步降低边界层导致的型阻,使得气动减阻表面流动的总阻力得以减少。     

表面热膜测试技术在边界层测量中的应用

表面热膜测试技术由于其高频响特点,且能反映边界层从前缘到尾缘的连续瞬态变化过程,在边界层测量中很具优势.概要介绍了表面热膜的使用方法,深入探究了表面热膜探针测量的不确定性,发展了一套表面热膜测试技术的使用方法.利用多通道表面热膜探针测试技术,研究了某一负荷分布下边界层的发展过程,准确捕捉到了边界层的分离和转捩位置,表明了表面热膜探针测量结果的有效性和可靠性.     

利用PIV技术对非光滑表面湍流边界层的实验研究

利用在线式 Ｐ Ｉ Ｖ 系统在低速风洞中对两种非光滑表面：阵列涡发生器表面和波纹壁面的湍流边界层进行了实验测量。观察到了壁面几何形状的改变对非光滑表面湍流边界层拟序结构的产生和发展的影响：阵列涡发生器表面（１０ｍ ／ｓ）湍流边界层内有明显的双剪切带状结构,外剪切带状结构接近边界层的外边界,小尺度的涡在内剪切带状结构的附近产生;波纹壁面（２０ｍ ／ｓ）湍流边界层内涡的尺度比较小。并在相同的壁面几何形状条件下,在不同的流动工况下,研究了非光滑表面对湍流边界层拟序结构的影响。实验结果表明,壁面几何形状的改变对外层的大尺度横向涡的产生和发展有明显的影响;而这种影响效果在不同的流动工况下相差很大。     

再入飞行器非平衡气动加热工程计算方法研究

综合比较了现有的非平衡热环境工程计算方法,发现采用不同方法给出的计算结果相互之间差别较大。本文基于边界层中的原子复合反应主要发生在靠近壁面薄层内的特点,将边界层中的气相反应等价到表面上,建立了同时考虑边界层内非平衡反应和表面催化特性的非平衡边界层气动加热工程计算新方法。计算结果表明,非平衡效应主要集中在飞行器头部区域,下游边界层热流逐渐趋于平衡值。本文工程方法计算结果与有关飞行测量结果吻合较好。     

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。     

民用飞机湍流边界层噪声分离技术的应用

为了获取特定巡航工况下飞机外表面湍流边界层噪声以及发动机噪声的频谱和声压级,在机体外表面安装表面声压传 感器进行测量,根据传感器数据之间的相干关系,采用湍流边界层噪声分离技术将湍流边界层噪声与发动机噪声从总的声载荷中 分离出来。采用Robertson模型计算与飞行试验相同的巡航状态下湍流边界层噪声频谱,并与飞行试验结果进行对比。结果表 明：在巡航状态下,对于机体外表面总的声载荷,湍流边界层噪声的贡献量大于发动机噪声的;在中心频率为20~10000 Hz时,采用 Robertson模型得到的湍流边界层噪声频谱与飞行试验结果的1/3倍频程谱曲线趋势较为吻合,总声压级相差约2 dB。试飞结果验 证了该噪声试验及分离技术具有良好的应用效果。     

激波—边界层被动控制概念的实验研究

本文通过运载火箭模型的跨声速风洞试验,研究了运用激波-边界层被动控制降低模型表面脉动压力和阻力的效果,并得出了开孔区表面的开孔率、开孔方式和空腔深度对脉动压力系数的影响规律,探讨了激波-边界层被动控制的机理。     

基于湍流边界层时均速度分布的脊状表面减阻规律研究

通过对试验测得的脊状表面湍流边界层时均速度分布的分析,获得了脊状表面的减阻范围和基本规律.脊状表面理论零点及壁面摩擦速度的计算采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式的最小二乘拟合方法;模型板摩擦阻力计算采用基于边界层动量积分方程的方法.研究表明:脊状结构使得湍流边界层粘性底层增厚,近壁面法向速度梯度降低,过渡层与对数律区上移;V型脊状结构的无量纲宽度s+介于6至18时具有减阻效果;当s+≈12时,减阻量最大,最大值约7.7%.      

边界层特性对雷诺数变化的敏感性分析

通过对有压力梯度下的边界层进行研究，模拟低压涡轮叶片表面边界层的发展过程，并分析了叶片表面不同负荷分布形式情况下吸力面边界层特性对雷诺数的敏感程度。计算中，分别采用了三种典型的涡轮气动负荷分布形式：后加载、前加载、均匀加载等，并分别模拟了三种不同的雷诺数下的边界层发展情况。结果表明：在同一雷诺数情况下，不同负荷分布形式吸力面边界层发展呈现出明显差异；而不同负荷分布形式下叶片表面边界层特性对雷诺数的敏感程度也不一样，相对而言，均匀加载形式对雷诺数的敏感程度最小，更适应低雷诺数条件下工作。     

脊状表面的加工成型技术及其减阻试验研究

为了研究脊状表面的减阻特性,采用数控加工技术在有机玻璃平板上制备脊状表面.在制备过程中,成功解决了脊状结构尺寸的确定、材料的选择、表面粗糙度的提高等问题.利用热线风速仪在低速风洞中分别对光滑表面和多个脊状表面进行了流场测试,获得了湍流边界层内流动参数的分布情况.试验结果表明,脊状表面改变了边界层内的流场结构,抑制了湍流...     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性

利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比.结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低雷诺数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流雷诺数的减小而增加.     

转捩对压缩拐角激波/边界层干扰分离泡的影响

为了研究转捩对压缩拐角内分离泡结构的影响,进行了来流马赫数2.9,24°压缩拐角激波/转捩边界层干扰的直接数值模拟（DNS）。通过在拐角上游平板的不同流向位置处添加周期性吹吸扰动激发流动转捩,使得转捩不同阶段进入拐角入口,从而在拐角内产生激波/转捩边界层的相互干扰。计算得到的平均速度剖面、壁面压力分布以及分离泡大小与风洞试验及以往直接数值模拟结果吻合较好,验证了计算结果的可靠性。研究了转捩过程对角部干扰区内分离泡结构的影响规律,分析比较了不同转捩阶段下角部分离区内湍动能的生成、耗散和分配机制。研究结果表明：转捩初期的拟序涡结构对分离泡尺度及形状影响最大,发卡涡包在角部拐点附近发生展向融合,并在角部区域形成湍流斑,此时分离泡尺度最小,形状呈现中间高两边低的山峰型。随着转捩的发展,分离区内湍动能生成和近壁区的耗散逐步降低,此时输运项起到了主要的平衡作用。     

基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性研究

本文利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比。结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低Re数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流Re数的减小而增加。     

任意翼型有小分离气泡跨音速绕流的迭代算法

 本文给出一种带小分离气泡的任意翼型粘性跨音速绕流的计算方法,采用有粘-无粘干扰迭代的概念。无粘流的全速势方程用AF差分格式在保角变换法生成的计算网格中求解,粘流附面层方程用C-S盒式法求解,用逆算法消除分离点处的奇性。本文对Ma_∞=0.8,Re_∞=2×10~6,迎角α=3.5°和4°的NACA64A010翼型粘性绕流进行了计算,结果与实验相比较,吻合良好。     

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

通过水槽氧气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点炎注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发脱：分离点和分离翦切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼利迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。     

电磁力控制翼型体绕流的数值研究

为考察包覆电磁激活板的翼型体绕流特性,采用数值模拟的方法研究了低雷诺数下电磁力对翼型体流场结构和绕流过程的影响,探讨了不同迎角和不同电磁力大小对翼型体尾流涡街形态和流体边界层结构的影响。计算结果表明,作用于翼型体表面的电磁力可以明显改变流体边界层的结构,抑制边界层分离,并有效提高翼型体的升力。     

Numerical study of separation on the trailing edge of a symmetrical airfoil at a low Reynolds number

This study focuses on the trailing-edge separation of a symmetrical airfoil at a low Rey-nolds number. Finite volume method is adopted to solve the unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equation. Flow of the symmetrical airfoil SD8020 at a low Reynolds number has been simulated. Laminar separation bubble in the flow field of the airfoil is observed and process of unsteady bubble burst and vortex shedding from airfoil surfaces is investigated. The time-dependent lift coefficient is characteristic of periodic fluctuations and the lift curve varies nonlinearly with the attack of angle. Laminar separation occurs on both surfaces of airfoil at small angles of attack. With the increase of angle of attack, laminar separation occurs and then reattaches near the trailing edge on the upper surface of airfoil, which forms laminar separation bubble. When the attack of angle reaches certain value, the laminar separation bubble is unstable and produces two kinds of large scale vortex, i.e. primary vortex and secondary vortex. The periodic processes that include secondary vortex production, motion of secondary vortex and vortex shedding cause fluctuation of the lift coefficient. The periodic time varies with attack of angle. The secondary vortex is relatively stronger than the primary vortex, which means its influence is relatively stronger than the primary vortex.     

Self-sustained shock oscillations on airfoils at transonic speeds

Self-sustained shock wave oscillations on airfoils at transonic flow conditions are associated with the phenomenon of buffeting. The physical mechanisms of the periodic shock motion are not yet fully understood even though experiments performed over fifty years ago have demonstrated the presence of oscillatory shock waves on the airfoil surfaces at high subsonic speeds. The unsteady pressure fluctuations generated by the low-frequency large-amplitude shock motions are highly undesirable from the structural integrity and aircraft maneuverability point of view. For modern supercritical wing design with thick profiles, the shock-induced fluctuations are particularly severe and methods to reduce the shock wave amplitudes to lower values or even to delay the oscillations to higher Mach numbers or incidence angles will result in expanding the buffet boundary of the airfoil. This review begins with a recapitulation of the classical work on shock-induced bubble separation and trailing edge separation of a turbulent boundary layer. The characteristics of the unsteady pressure fluctuations are used to classify the types of shock-boundary layer interaction. The various modes of shock wave motion for different flow conditions and airfoil configurations are described. The buffet boundaries obtained using the standard trailing edge pressure divergence technique and an alternative approach of measuring the divergence of normal fluctuating forces are compared to show the equivalence. The mechanisms of self-sustained shock oscillations are discussed for symmetrical circular-arc airfoils at zero incidence and for supercritical airfoils at high incidence angles with fully separated flows. The properties of disturbances in the wake are examined from linear stability analysis of two-dimensional compressible flows. The advances in high-speed computing make predictions of buffeting flows possible. Navier–Stokes solvers and approximate boundary layer-inviscid flow interaction methods are shown to give good correlation of frequencies and other unsteady flow characteristics with experiments. Finally, passive and active methods of shock oscillation control show promising results in delaying buffet onset to higher Mach numbers or incidence angles, thus enhancing the transonic performance of airfoils.