壁压法在非矩形风洞中的应用

 解决大攻角洞壁干扰修正的壁压法,是利用一定数量固定位置和形状的线源和线涡来模拟风洞内模型的堵塞效应和升力效应。矩形风洞实验段边界对绕模型流动的影响,可用两个方向有限层的镜像线源和线涡来代替,并利用在风洞上下壁和侧壁上测压点处测量所得     

旋翼桨尖涡模型及其参数确定方法研究

介绍了基于有效湍流粘性系数假设的半经验桨尖涡涡核模型,并将桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的影响引入该模型.采用流场显示的方法利用"粒子空白区"确定桨尖涡涡核半径,并进行了拉伸压缩修正以获得纯扩散效应引起的涡核半径增长量,以此来确定该模型的关键参数.参数确定结果表明,在中等到大涡雷诺数下湍流扩散效应引起的涡核扩散远大于分子动量扩散效应的作用,桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的增长有重要影响.     

旋翼桨尖涡模型及其在自由尾迹分析中的影响

 建立了一个旋翼桨尖涡初始涡核半径计算模型,用于消除旋翼自由尾迹分析中桨尖涡涡核半径依靠经验设定的现状。该方法利用涡量和涡矩守恒关系,考虑旋转效应的影响,并修正Vatistas涡量分布函数,得到了一个关于桨尖涡初始涡核半径与桨叶附着环量分布之间的非线性关系。将新建立的初始涡核模型同先前建立的涡核扩散与拉伸模型以微分方程初值问题的形式组成一个完整的桨尖涡模型,并将其应用于自由尾迹分析方法中,分别对两副模型旋翼的悬停尾迹进行分析。计算得到的桨尖涡初始涡核半径和展向位置与实验测量值的对比表明本文模型具有较高的准确性。此外,讨论了涡核湍流动量扩散效应在自由尾迹分析中的影响,分析表明该效应对自由尾迹分析的收敛性有重要影响。     

涡轴发动机性能退化数学建模研究

分析了航空发动机各部件性能退化原理;分别建立了压气机、燃烧室、涡轮性能退化的部件模型;根据航空自由涡轮式涡轴发动机的工作和使用特点,建立了性能退化的涡轴发动机数学模型;利用该模型,仿真研究了不同部件性能退化对涡轴发动机性能参数的影响。结果表明,建立的模型正确反映了部件退化对涡轴发动机的影响。     

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.      

螺旋桨滑流的三维流场特性数值研究

对不同前进比下的螺旋桨滑流流场进行了三维数值模拟,并采用诱导系数来量化螺旋桨的滑流效应,结合涡流理论深入分析和研究了单独螺旋桨的滑流流场特性。结果表明:螺旋桨滑流具有加速效应和扭转效应,其分别可用轴向诱导系数和环向诱导系数来量化;滑流的加速效应沿径向呈先增后减的趋势,而扭转效应沿径向递减;滑流的加速效应和扭转效应均随前进比的增加而减弱。螺旋桨的涡系结构主要包括绕桨叶的附着涡、从桨尖和桨根逸出的自由涡、从桨叶尾缘逸出的自由涡系,以及固体壁面附面层处的涡结构。螺旋桨滑流区的流场可由轴向诱导系数、环向平均的环向诱导系数以及涡系结构共同描述。      

振动鸭翼复杂流场测量

研究鸭式布局飞机模型振动鸭翼对翼面涡流场的非定常干扰影响，进行了有无鸭翼、鸭翼不同偏角和不同振动频率，不同振动平均偏角及不同模型攻角下的主翼面涡流场静动态流动显示和翼面及立尾上压力分布测量。分析上述参数对主翼涡大小和强度、主翼涡位置和破散特性，压力分布特性的影响及其造成该现象的上下洗效应，涡系干扰和动态迟滞特性等复杂流动机理。     

涡轮叶尖间隙泄漏涡不稳定性分析

结合Rains间隙泄漏涡模型和长波不稳定性理论,应用高雷诺数k-ε湍流模型加壁面函数,基于压力修正的三维计算流体力学程序,对某一轴流涡轮平面叶栅叶尖间隙流场进行仿真,通过将叶尖间隙泄漏涡与其在机匣表面镜像形成的虚拟泄漏涡组合成一对泄漏涡,对涡轮叶尖间隙泄漏涡的不稳定性进行了分析,并计算了五个不同叶尖间隙高度下泄漏涡的最不稳定的波长及对应的频率。结果表明,利用长波不稳定性理论可以预测叶尖泄漏涡的不稳定性和最不稳定的波长及对应的频率,从而为采用合成射流控制方法去控制涡轮叶尖泄漏涡提供理论基础。     

平板射流中大尺度涡的理论模型

根据流动稳定性理论,提出了一种解释平板射流中大尺度涡产生机理的二维不稳定波理论模型,用这种模型计算所得的流动结构和相干扰动量与实验结果吻合较好.说明不稳定波模型可以较好地描述湍流平板射流中的大尺度涡结构的主要特征.      

运动物体与涡量场相互作用的不可压理论 涡量场对运动物体的作用力

本文与文献[1]一起构成运动物体与涡量场相互作用的不可压理论。本文证明:不可压流体对物体的作用方式同物面产生涡量的方式直接对应。特别是,匀速运动的三维物体所受的合力等于物面涡量流矢矩的面积分,纯运动学效应造成的表面力变化完全对消。这不仅加深了关于流体对物体作用机理的理解,而且为分析和改善物体受力状况提供了新的原理。     

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。     

利用上游槽道对角区马蹄涡的控制

在平板上放置圆柱形成角区流动,利用布置在圆柱上游平板上的二维和三维槽道来控制或削弱角区马蹄涡,采用风洞试验和数值模拟开展研究。结果表明,二维和三维槽道均能推迟边界层的分离,使圆柱根部马蹄涡的强度减弱、尺度减小;同时槽道上游压力和逆压梯度均有所下降,槽道下游压力显著升高而逆压梯度总体降低。二维槽道对马蹄涡强度的削弱为61.15%~66.51%,而三维槽道对其削弱为66.65%~80.93%。讨论了三维槽道参数(包括槽道宽度、深度以及其中心线与圆柱中心距离)对控制效果的影响。槽道与圆柱的距离在对马蹄涡的控制中起主导作用。槽道控制的机理是,由于槽道的抽吸效应使得其上游靠近壁面的边界层中涡量较高的流体被卷吸入槽道形成槽道涡,槽道涡由三维槽道输运到下游。同时,随着槽道与圆柱的距离减小,更多的边界层流体流入槽道内。正是上述"槽道效应"使得槽道下游的逆压梯度降低,马蹄涡强度减弱,分离区范围减小。     

三维边界层的湍流特性及其二阶矩模拟

根据现有实验数据,本文进一步分析了三维边界层内纵向涡对雷诺应力分布的影响,从而建立了一个足以模拟三维边界层湍流特性的二阶矩封闭模式。在新模式中,着重考虑了三维平均涡场引起的雷诺应力输运的非线性作用。以文[3]给出的模拟无限后掠翼实验为例,本文分别应用基准的二阶矩模式和新建立的非线性二阶矩模式对三维边界层内的雷诺应力分布作了数值预计。结果表明:应用基准二阶矩模式所得雷诺应力诸分量的预计值均比相应的测量值大得多,且完全不能预计切应力方向相对于速度梯度方向的滞后;而非线性二阶矩模式对雷诺应力分布的预计则基本上与测量数据符合,且能定性地模拟切应力方向相对于速度梯度方向的滞后。     

侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响

对侧板前掠和侧板后掠两种构型的二维高超声速进气道开展了自由射流试验和数值模拟,考察了侧板构型对进气道启动性能的影响。结果表明,侧板前掠进气道的启动性能要明显优于后掠构型。通过对壁面压力分布、油流试验和数值模拟结果进行分析,发现侧板后掠进气道不启动流场大规模流动分离位于底板一侧,而前掠侧板对底板附近的流动分离具有限制作用,使得前掠构型不启动流场大规模分离形成于外罩一侧。外罩一侧边界层更薄,抵抗反压能力更强,更不容易发生分离,这正是造成前掠构型启动性能更优的原因。     

对转桨扇三维流场特性数值研究

对转桨扇（Contra-rotating propfan,CRP）是下一代民用航空推进备选方案开式转子发动机最重要的气动部件,其气动性能对整机性能影响显著。本文对不同进距比下的对转桨扇三维流场进行数值模拟,结合压气机及螺旋桨相关理论分析了对转桨扇内部流场及其滑流区涡结构和滑流特征。结果表明,对转桨扇后排流动特征及性能参数变化幅度均超过前排。对转桨扇实际进口气流角受到轮毂附面层、诱导速度、抽吸效应的共同影响,可根据不同叶高位置轴向速度的分布规律判断三种影响分别起主导作用的位置。在对转桨扇滑流区中,桨尖涡是导致损失的主要原因,径向涡量衰减比周向和轴向涡量衰减更快。对转桨扇滑流在径向上影响至3.5倍叶高位置。气流出后排桨扇后会持续加速直至静压达到环境压力,加速区域长度约为5倍桨扇半径。     

平流层飞艇尾部形状对气动阻力的影响

为了研究平流层飞艇尾部动量边界层厚度与尾涡结构,应用LES(大涡模拟)方法计算了零攻角工况下飞艇绕流场,并对LOTTE和M-LOTTE两种飞艇进行了对比分析.采用Q分布和涡量描述回转体尾涡结构,根据Q分布可以确定M-LOTTE飞艇较LOTTE飞艇尾部分离区显著减小;并分析了回转体的轴对称曲面动量边界层厚度对飞艇气动阻力的影响,随着飞艇尾部厚度逐渐减小,动量边界层厚度逐渐增大,M-LOTTE飞艇尾部动量边界层厚度明显小于LOTTE飞艇.飞艇尾部动量边界层厚度分布说明了M-LOTTE飞艇的总阻力系数较LOTTE飞艇降低17.2%的原因,同时也表明飞艇尾部形状对飞艇气动阻力影响较大.      

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。