Siren(旋笛式)激励系统设计及输出特性研究

设计了用于研究燃烧不稳定性、测量火焰传递函数(FTF)的Siren(旋笛式)激励实验系统。采用实验和数值的方法,研究了测量段进出口压差、脉动气路流量、脉动频率对系统输出特性的影响,并分析了系统的共振模态。结果表明,系统输出平均速度由测量段进出口压差决定,脉动速度u′主要受脉动气路流量m′的影响,且流量越大,脉动速度/平均速度百分比(u′/uˉ)也越大,实验中u′/uˉ最大超过了4%。脉动频率则通过影响旋笛出口压力脉动的分布进而影响速度脉动,而系统共振会导致输出u′/uˉ明显增大,系统共振频率在270Hz附近,此时旋笛出口压力脉动达到最大。     

变来流速度下旋翼翼型非定常气动特性分析

为分析变来流速度状态下的旋翼翼型气动特性,提出了利用翼型平移来模拟来流速度变化的数值方法.在此方法基础上,采用基于隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)方法的非定常雷诺平均N-S(Navier-Stokes)(RANS)方程,模拟了SC1095旋翼翼型在定迎角 变来流速度及变迎角 变来流速度状态下的非定常气动特性.通过对比分析发现:翼型在变速度-定迎角状态下会表现出明显的非定常现象,产生了前缘分离涡,气动特性会出现明显的迟滞效应及波动现象,脉动速度越大,非定常效果越明显.并且基准速度越大,翼型气动特性的峰值越大；翼型迎角越大,非定常涡出现的也越早.考虑直升机旋翼翼型实际工作环境,在变速度-动态失速状态下,翼型最大迎角处的气动力会得到一定程度的削弱,在小迎角下的气动力得到一定程度的增强,且脉动速度越大,翼型的非定常特性也越强.      

共轴对转螺旋桨的非定常气动干扰

为优化共轴对转螺旋桨的气动性能,研究前后桨之间复杂的非定常气动干扰,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程的数值模拟方法,以及滑移网格技术,对6×6构型的共轴对转螺旋桨进行了三维非定常气动干扰计算,获得了共轴对转螺旋桨的气动特性变化规律,并给出了优化气动外形及运行控制的建议。计算结果表明:来流马赫数为0.38的情况下,由于非定常气动干扰导致的整个共轴对转螺旋桨的拉力系数和功率系数的脉动幅值为1.5%左右,推进效率的脉动幅值在0.1%左右。一个旋转周期内,前后桨均出现了12次周期波动,后桨由于能够吸收一部分前桨产生的切向滑流能量,推进效率比前桨更高一些,而且能够提高整个桨的效率。另外通过压力系数以及轴向速度的径向分布情况看,70%左右的桨半径位置上非定常气动干扰强度相对较大。      

轴流压气机非定常分离流动耦合控制实验

在一台单级低速轴流压气机试验台上,利用外部声激励,研究控制非定常流动分离的途径.重点考察了激励频率与压气机流场内典型的非定常特征频率的耦合关系以及激励强度、激励信号波形对轴流压气机非定常分离流动控制的影响.实验结果表明:激励频率和激励强度是分离流动控制中较为重要的两个参数,而激励信号波形的变化对分离流动控制也会产生一定影响(相对激励频率、幅值而言较弱).当激励频率为最优频率且幅值达到某一阈值之后,非定常流动分离能够得到有效推迟或抑制,压气机时均气动性能也会大幅度提升,其总压升特性相对值可提高约3.3%.      

变攻角下端壁非定常脉动抽吸对高负荷压气机叶栅性能的影响

为进一步探究非定常脉冲抽吸控制高负荷压气机叶栅流动分离的机理,考察非定常脉动抽吸在变攻角下的适应性和可行性,采用非定常数值方法,系统研究了变攻角下,非定常脉动抽吸对流场性能的影响,并将其与传统的定常抽吸进行了比较分析。结果表明,在设计攻角下,保证相同的时均抽吸量,非定常脉动抽吸控制效果明显优于定常抽吸;在时均抽吸量ms=0.4%时,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸都展现出更好的性能,在最优频率时,损失减小了9.4%,静压升提高了12.9%,相比于定常抽吸损失减小了4.2%,静压升提高了4.7%。在变攻角下,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸控制效果相比于定常抽吸仍具有较大优势;但大攻角下,非定常脉动抽吸和定常抽吸控制效果均有所下降。     

声激励下绕二维薄翼非定常位势流的理论分析

本文根据无粘流体的非定常热流理论，推导出声源在亚声速不可压缩流场中对机翼产生的非定常流体动力的精确解，讨论了典型翼段上单极子声源的位置对声致气动载荷的影响，并通过对声－涡耦合的分析，解释了限于弱扰动的声激励消除颤振的机理，为有源声控制技术应用于流致振动和涡流的控制提供了理论基础。     

角区分离对声激励响应的初步研究

对一小展弦比扩压器内的分离流的声激励控制进行了实验研究, 并对此类声控的机理进行了初步探索。实验结果表明用外部声激励的方法可以控制小展弦比扩压器内的复杂分离流动;声控分离的效果依赖于激励强度和频率, 而对激励位置并不敏感。介于未分离区和分离区间之间的分离过渡区中的湍流脉动模式决定了所观察到的非定常湍流分离的基本结构。在激励声波的作用下, 角区旋涡被其调制加强, 使过渡区的湍流脉动模式发生了很大的变化, 加强了向分离区的能量输运, 推迟角区旋涡在扩压器内逆压递度作用下卷起, 因而削弱了大尺度的分离流动。      

一种新型颤振激励系统的数值计算研究

针对一种新型颤振激励系统的特点,采用非结构旋转运动网格技术,通过数值求解非定常欧拉方程,计算了该激励系统工作时的非定常气动力特性,并与准定常计算结果进行了比较。研究结果表明:采用非定常方法所得结果与准定常计算结果有明显的差别;气动力的变化与激励系统中圆柱的旋转方向有关,旋转角速度越大,气动力变化的幅值越小;气动力的幅值与圆柱缝道宽度也有一定关系。     

气流激励下叶片振动响应分析方法

为开展气流激励下叶片振动响应分析方法研究,建立了气动激振力预估方法,采用非线性谐波法对叶排进行三维非定常流动分析,获得叶片表面的脉动压力,编制流固转换程序,计算叶片所受的气动激振力。建立了叶片气动阻尼分析方法,基于能量法和弱耦合分析法,对叶片与流场进行流固弱耦合分析,将气动力对运动的叶片所做的气动负功等效为黏滞阻尼力所做的功,求得转子叶片的模态气动阻尼比。建立了叶片在气流激励下的振动响应分析方法,基于气动激振力和叶片模态气动阻尼比,采用模态叠加法分析叶片振动响应。使用该方法,针对发动机中1.5级压气机转、静子叶排模型,计算了转子叶片在真实流场中的气动激振力、前8阶模态气动阻尼比以及在气动激振力与气动阻尼共同作用下转子叶片的振动响应,振动应力达到100 MPa。      

非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究

利用计算软件和实验测量方法,研究了非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响,分析研究了来流速度脉动频率变化对气动特性产生的作用.结果表明,来流速度以短周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而增加;来流速度以长周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而减小.分析表明这与前缘分离涡在翼面上的传递过程有关.又利用二维翼型动态实验台,研究了非定常自由来流对做动态运动的二维翼型气动特性的影响.结果表明,来流风速的脉动使升力系数的迟滞包线进一步扩大,最大升力系数增加.     

基于气固两相双流体模型研究火箭发动机斜切喷管流场特性

为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。     

可压缩湍流的多尺度分析

作者的研究团队近几年在可压缩湍流的多尺度性质方面开展了系统的研究工作。通过多过程分解,研究了可压缩湍流中的速度和热力学量的剪切部分、胀压部分、伪声模态、声模态、熵模态的多尺度性质,并总结了各类可压缩条件下的速度和热力学量的谱的标度律。通过滤波方法,研究了动能和热力学量的多尺度传输现象,并重点分析了可压缩性对动能胀压部分的多尺度传输的影响。在可压缩均匀剪切湍流中,可压缩效应更加明显,可压缩湍动能和耗散率等物理量的马赫数标度率与各向同性湍流类似,但胀压分量所占比重更大,并且变形速度张量特征值的概率密度函数和流动拓扑结构的比例分布等统计量随马赫数的变化也更加明显。对于振动非平衡可压缩各向同性湍流,平动-转动内能模式和振动内能模式间的弛豫效应导致密度梯度与振动温度梯度方向的偏离,从而弱化了流场中压缩和膨胀运动对振动弛豫率的影响。化学反应放热会显著增加流场的压缩与膨胀运动,导致速度胀压分量和热力学量的能谱在所有尺度均增大,湍动能和耗散率的标度律表现出马赫数无关性。     

座舱盖抛放过程中的非定常气动特性研究

通过对N-S方程的数值求解模拟了座舱盖在静止和旋转两种状态下的气动力分布,分析了来流马赫数、旋转角速度以及迎角对气动系数的影响,研究了座舱盖自由抛放过程的非定常效应,并最终建立了预测座舱盖自由抛放过程气动系数的气动系数图。计算表明:(1)非定常效应是影响抛放过程座舱盖气动力分布的主要因素;(2)外形左右对称的座舱盖,均有非定常气动系数平均值与无量纲角速度成线性关系的规律,而且变化斜率几乎与舱盖形状尺寸等无关。     

矩形截面管道气流中横向运动颗粒的碰壁条件

分析了矩形截面管道气流中横向运动颗粒的运动轨迹及碰壁条件，研究表明颗粒飞出的临界速度随着颗粒直径的增大而减小，当颗粒直径较小时受来流密度、马赫数影响较大，总趋势是来流密度、马赫数越大，颗粒越不容易与上壁面碰撞。但随着颗粒直径的增大，来流条件对颗粒是否碰壁的影响逐渐减弱，决定因素是颗粒直径的大小和颗粒的喷射速度。     

激光脉冲能量作用下隔离段激波形态及发展控制的数值研究

为了寻求有效的流动控制方法来降低隔离段总压损失，本文基于非定常雷诺平均的Navier-Stokes方程，探究激光脉冲能量沉积对二维及三维隔离段流场马赫反射的控制效果。在来流马赫数分别为1.61和2.51的隔离段流场马赫反射上游，加入脉冲能量沉积，对比激励流场与基础流场，结果表明：能量沉积主要通过高温热核和其诱导的压力波两种方式对马赫反射结构施加作用，显著地影响了马赫反射结构，促使Ma∞ =1.61来流工况下马赫杆的高度减小，马赫反射强度减弱；Ma∞ =2.51来流工况下的马赫反射结构转变为稳定的正规反射，减小了总压损失。控制过程包括：(1)能量沉积产生的局部高温降低当地马赫数，减小马赫反射强度；(2)高温热核诱导的弓形波与马赫反射相互作用，马赫反射结构变形；(3)以反压形式影响马赫反射。     

Numerical study of unsteady starting characteristics of a hypersonic inlet

The impulse and self starting characteristics of a mixed-compression hypersonic inlet designed at Mach number of 6.5 are studied by applying the unsteady computational fluid dynamics (CFD) method. The full Navier-Stokes equations are solved with the assumption of viscous perfect gas model, and the shear-stress transport (SST) k-x two-equation Reynolds averaged Navier- Stokes (RANS) model is used for turbulence modeling. Results indicate that during impulse starting, the flow field is divided into three zones with different aerodynamic parameters by primary shock and upstream-facing shock. The separation bubble on the shoulder of ramp undergoes a generating, growing, swallowing and disappearing process in sequence. But a separation bubble at the entrance of inlet exists until the freestream velocity is accelerated to the starting Mach number during self starting. The mass flux distribution of flow field is non-uniform because of the interaction between shock and boundary layer, so that the mass flow rate at throat is unsteady during impulse starting. The duration of impulse starting process increases almost linearly with the decrease of freestream Mach number but rises abruptly when the freestream Mach number approaches the starting Mach number. The accelerating performance of booster almost has no influence on the self starting ability of hypersonic inlet.     

穿孔板切向流效应的理论和实验研究

 建立了一种有关切向流对小孔声阻抗影响的小扰动势流模型,其要点是使用法向质点速度连续而非广为采用的质点位移连续边界条件来匹配小孔剪切层两侧的声场,并在小孔前缘施加Kutta条件以反映切向流效应的机理———锐缘处的声涡转化。模型中还包含了实际应用中经常遇到的小孔形状和穿孔板厚度两个重要因素。理论预测的声阻和声抗与实验结果良好吻合。     

脉冲能量沉积对超声速射流/激波相互作用掺混的控制研究

为探究超声速射流掺混增强的有效控制方法,基于二维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了脉冲能量沉积对超声速射流与斜激波相互作用后增强掺混的控制机理和规律。宽度为5 mm的低密度平面射流同向完全膨胀射入马赫数为2.5的主流中,并与20°压缩斜面所产生的斜激波相互作用。在流场中引入脉冲能量沉积对射流掺混进行控制,并考虑射流马赫数、射流长度、能量沉积位置及激励频率对掺混效果的影响。对比激励流场与基础流场,结果表明:脉冲能量沉积的加入诱导射流形成大尺度涡结构,显著提高射流的掺混效果;能量沉积位置对于不同马赫数射流的掺混增强具有不同的控制效果;激励前后射流宽度的对比表明,脉冲能量沉积的无量纲激励频率在0.22附近时,可使得射流的掺混效果最佳。     

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析

针对马赫数为1.95的欠膨胀超声速喷流声辐射特性,采用高精度计算格式的大涡模拟（LES）方法进行数值研究。通过对喷流平均流及湍流脉动统计结果的对比,确定数值方法的精确性。细致分析了超声速喷流流动特征,特别关注了其中激波胞格和湍流相互作用现象。基于流动与声场辐射间的关联性,分析了超声速喷流马赫波、宽频激波噪声辐射特性及形成机理。数值结果表明超声速喷流的剪切层演化及激波胞格与湍流间的相互作用构成欠膨胀超声速喷流的主要噪声源。