基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

S弯进气道内旋流的有源涡控研究

 本文给出了来流攻角为30°和40°、进口带分离区的方转圆截面S弯扩压管道内进行抽气形式的有源涡控的气流特性。研究表明,随涡控抽气量增加,旋流明显减小,当抽气量足够大时,整体涡基本被消除;出口平均总压损失下降;总压畸变减小;管道出口流量增大。因此,抽气形式的有源涡控是抑制旋流、减少出口总压平均损失、改善S弯进气道出口流场的有效措施。     

扩压器流场分离的涡控技术研究

 大扩张角扩压器流场分离将严重影响扩压器性能和出口流场分布的均匀性。研究采用涡控技术抑制扩压流场的分离,其涡控方案是在扩压壁面设计“涡穴”,在气流流动时产生旋涡,“涡穴”内的旋涡与扩压流场相互作用,改变了扩压流场中的速度分布,增加了附面层内的动量,从而抑制了分离的形成。研究了“涡穴”几何尺寸对抑制效果的影响。试验证明:在合适的“涡穴”设计下,“涡穴”旋涡具有明显的抑制分离的作用,并以流场参数的测定分析了涡控机理。     

民用飞机进气道的侧风畸变研究

结合民用飞机动力装置/机体集成研究的具体需要,采用数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机进气道的侧风畸变特性进行研究,给出了进气道在侧风条件下工作的流场特征,分析了导致侧风畸变的流动机理.研究结果表明:进气道的侧风畸变主要受到典型的气流分离与再附以及地面吸入涡等复杂流动现象的影响;当进气道内部气流出现分离时,侧风畸变会随侧风速度的增加而突然加剧;进气道在近地面工作状态,产生的地面吸入涡现象可能会使短舱的侧风容限明显降低.此外,侧风状态的进气畸变特性随着发动机流量的变化,进气道内部气流的分离与再附存在差别,这导致了进气畸变指数呈现迟滞变化.      

三面压缩高超进气道附面层抽吸研究

针对超燃冲压发动机中,三面压缩进气道激波/附面层干扰诱发的隔离段流向涡现象,探索了不同的附面层抽吸方式对隔离段流向涡的影响.结合附面层油流图谱及数值模拟考察了相应附面层流态,并分析了不同抽吸工况下的抽吸流量及其对出口截面总压恢复与流向涡的影响.发现隔离段流向涡气流主要源于侧壁附面层分离,相比于再附区抽吸,分离区抽吸大幅度抑制了侧壁附面层的分离流动,从源头上控制了隔离段流向涡的形成,大幅削弱了流向涡尺度,提高了进气道总压恢复.同时,抽吸面积越大,流动品质的改善作用就越明显,但是也伴随着流量损失.      

圆形出口内转式进气道流动特征

采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波形态发生改变,激波波面中部展向具有准二维特性,压缩面两侧气流压缩变弱,激波层变薄,出现局部膨胀区;有攻角条件下的无黏流场,在进气道压缩段形成三维流向涡,该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移,改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。     

滑跑条件下短舱进气道地面涡数值仿真

针对滑跑条件下短舱进气道地面涡进行了三维数值仿真研究,分析了来流风速、滑跑速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的变化规律以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:随着滑跑速度的增加,地面涡会向下游移动,当滑跑速度达到一定值时,地面涡消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,随着短舱进气道距地面高度的增加,地面涡向下游移动;在风速一定的情况下,随着滑跑速度的增加,地面涡强度先增加后减弱。文中给出了滑跑条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

一体化乘波进气道改进设计和流动特征分析

为提高一体化乘波进气道的性能,通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下,该构型性能优良,具有前体/进气道一体化设计的特点,压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下,前缘弯曲激波的形状变化较小,有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下,内压缩段的流动不均匀,该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的,内压缩段背风侧会出现低压区,诱导出流向涡,当截面内的气流流向低压区时,内压缩段内会形成双涡结构,当气流流出低压区时,第二个涡会被耗散掉,形成单涡结构。      

侧风条件下短舱进气道地面涡数值模拟

为了研究起飞状态下进气道地面涡的形成与发展规律,针对缩比的短舱进气道模型进行了3维数值仿真,分析了来流速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的特点以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:侧风来流速度越低,越容易形成地面涡,随着侧风来流速度的增高,地面涡会消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,地面涡的环量越大;地面涡的形成会增大进气道出口截面的流场畸变程度,短舱进气道距地面高度对畸变的影响很小,畸变主要受侧风来流速度的影响。最后给出了侧风条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

转子涡动对旋转冲压转子进气道起动及性能的影响

为了获取转子涡动作用下旋转冲压转子进气道起动及性能的变化规律,对旋转冲压转子涡动时压缩进气道的内部流场进行了数值仿真,分析了转子不同涡动幅值条件下旋转冲压转子进气道的起动转速及性能变化。研究结果表明,转子涡动对旋转冲压转子进气道起动及性能具有显著的影响。旋转冲压转子进气道的稳定工作范围随着转子涡动幅值的增大而逐渐减小。转子涡动幅值对旋转冲压转子进气道性能的影响存在极值点。当涡动幅值小于该极值点e=100μm时,进气道的流动性能良好。旋转冲压转子在定工况运行时,旋转冲压转子进气道流动稳定性随着转子涡动幅值的减小而增强。     

亚声速S弯进气道研究的新进展

当前推进系统与飞行器正朝着高度融合的方向发展,超紧凑蛇形进气道和边界层吸入式进气道则是实现两者融合的关键之一。本文综述了近十余年来国内外关于这两类亚声速S弯进气道的最新研究进展。受显著横向压力梯度、流向逆压梯度的作用,两类进气道内部均存在明显的流动分离,并诱发了大尺度的流向对涡和显著的出口总压畸变。为此,研究者发展了被动式、主动式、混合式等多种流动控制方法,可在不显著降低总压恢复系数的前提下,大幅降低设计工况时出口周向总压畸变。并且,已经建立可适应任意异形进口的S弯进气道气动型面通用设计方法。最后,已有的CFD方法可以较为准确地预测AIP截面平均总压恢复系数,但畸变指数偏差较大。     

弹用高亚音速S形进气道设计和试验研究

简要介绍弹用涡轮喷气发动机的一系列高亚音速Ｓ形进气道气动设计和试验研究结果，并提出了关于高亚音速Ｓ形进气道在弹上的位置，进气道长度，进口形状，进口面积，内外唇口以及Ｓ形通道型面等设计的基本准则，通过风洞模型试验和发动机／进气道匹配试验，发现不同弹体布局对进气道性能的影响，借助激光技术观察并记录了弹体涡在一定攻角情况下进入Ｓ形腹部进气道的现象，与其它测试结果相配合，证实了弹体涡，弹翼波以及附面层的互     

分形树状通道换热器内的流动换热特性

建立了分形树状通道换热器中层流流动与传热的三维稳态模型,采用流固耦合计算方法对入口水力直径为4mm的矩形截面树状通道内流动换热进行了数值模拟,重点研究了分叉效应对传热的强化机理和换热器受热面的温度分布。研究结果表明:分叉处形成的二次流能有效地强化换热;与传统的蛇形通道相比,分形树状通道换热器具有温度均匀性好、压降小的明显优势。在相同入口雷诺数时,分形树状通道换热器受热面的最大温差远小于蛇形通道换热器,另外,分形树状通道的层流流动压降较之蛇形流道可减小50%以上。同时,加工了分形树状通道换热器及蛇形通道换热器各一套,对数值模拟结果进行了实验验证。实验值与模拟值能较好地吻合,证明了所建流动换热三维数值模型正确可信。     

入口带倒圆结构的旋转长孔计算模型

通过对旋转长孔的各种复杂工况开展CFD仿真,对现有经验关联式进行修正,并基于流体网络法对修正后的计算模型进行开发,开发完成的模型采用计算流体力学商业软件Simerics进行验证,结果表明:该模型考虑了入口倒圆结构对流动的影响,对于旋转长孔的模拟准确度较高,在低雷诺数及超声速等各种流动状态下均具有较广的适用性,并且只需基本的几何特征参数即可进行一维数值模拟,因此可以作为二次空气系统一维数值仿真的标准化模型使用.      

圆柱尾流中的二次分离及环量衰减问题

在圆柱绕流的非定常流动中,相应于旋涡的周期性脱落柱后的二次分离是周期性间断发生。二次涡的影响不能忽略。但对长时间流动的模拟还必须考虑尾涡的环量衰减。模拟Bluff Body流动有效的离散涡模型应包括二次分离及尾涡衰减两种机因。本文数值计算结果证明了上述结论。     

凹半球降落伞模型在加速和定常流中的流场观测

 在北京航空学院水槽中,用氢泡法对绕凹半球模型流动进行了研究。模型前后流速分布是用氢泡时间线测量的,它与在起动开始时由无旋流理论估算值接近,但当起动旋涡变大以后,在尾流中流速差别变大。在模型后部诱导出较大的反流速席。所以由无旋估计的虚质量只在开始时是可用的,并且在起动涡变大时,虚质量应更大。 在定常流中,在模型前有时形成一个大旋涡,这个旋涡是非定常的并且可能引起侧向力和伞的非定常运动。模型上适当开孔可减小甚至消除此旋涡。     

涡切片图象立体重建

 <正> 1.引言 激光片光技术和流体中微粒的光散射效率逐步提高;从烟雾、水汽到激发诱导荧光使流动可视化程度不断开拓。许多研究工作需要通过观察切片照片获得对复杂流动整体结构的理解。因此,将系列二维切片照片重建成立体图象是十分有意义的。 近年来这方面比较典型的工作有Jimener的平面混合层和Agui and Hesselink的共轴喷流重建,分别在平面型和封闭柱面型的不同气流混合界面研究涡系的生成和发展。用涡迹切片重建的三维图象能清楚地显示涡的内部结构,对提供合理的流动假说和计算模型有重要意义。     

叶片通道内涡流发生器变工况适应性

横向二次流是制约叶轮机气动负荷进一步提升的主要因素。在叶片通道内施加涡流发生器有抑制通道横向二次流的潜力，但涡流发生器的最优施加方案很难确定。基于涡流发生器经验统计模型(BAYC模型)和响应面方法建立了一种端壁涡流发生器的高效设计方法。基于这一方法，实施于NACA 65直列叶栅，得到了三种涡流发生器优化方案，并在设计工况下和非设计工况下讨论了涡流发生器对端壁横向二次流的控制机理，发现具有更大的涡流发生器高度和更多的涡流发生器数量的方案在面对大攻角下的强横向二次流情况时能够有更强的余力对横向二次流加以控制，大大扩展了叶栅的攻角适用范围。      

涡轮平面叶栅端壁附近的流动和损失

用五孔针对涡轮导向叶栅流场作了详细测量,着重研究了端壁附近的三维流动,分析了叶栅中的二次流现象和流动损失机理。在实验中清楚地探测到了通道涡和马蹄涡的两个分支。实验发现通道涡主宰了整个二次流流场,马蹄涡吸力面分支在与通道涡的相互作用过程中强度逐渐减弱直至消失。在０．６２Ｃｘ截面及其下游截面的吸力面附近,还发现了一个显著的低速高损失核,该核在吸力面上向上爬升并一直延续到叶栅下游。     

一种平尾涡流发生器设计和流动控制研究

平尾的气动特性直接影响飞机的飞行安全,基于改善飞机平尾在负攻角下流动特性的应用需求,设计一种涡流发生器,安装在平尾下表面。通过数值模拟方法研究平尾在不安装涡流发生器和安装涡流发生器两种构型下的流动特征和机理,分析飞机在负攻角下的俯仰力矩特性。结果表明：安装涡流发生器的平尾负失速迎角推迟了4°,负攻角下的俯仰力矩拐点推迟了4°左右,拓宽了飞机的飞行边界。