基于副气囊的平流层浮空器高度控制

浮空器悬停或飞行控制设计时,通常将风作为干扰项或阻力,螺旋桨需要消耗大量的能源克服风的阻力,而浮空器携带的能源有限,因此浮空器设计时存在欠能源问题。根据平流层风场的特点,采用副气囊控制浮空器的高度,实现平流层不同高度的风场利用,可以减小浮空器的能源消耗。建立浮空器高度控制模型,采用反步法设计浮空器高度控制器,利用状态观测器对浮空器的模型误差和输入误差进行估计,并进行了仿真分析,证明所设计的控制器能有效控制浮空器的高度。建立浮空器高度控制时其囊体内外压差变化模型,仿真分析表明, 浮空器高度变化后,其囊体最终内外压差与初始压差相同。      

Unsteady drag measurements for flow over a circular disk

对垂直于来流方向的圆盘进行非定常测力实验,研究上游二维干扰圆杆和圆盘绕流雷诺数(雷诺数范围为0.44×10⁵~2.74×10⁵)对圆盘阻力及其脉动特性的影响.实验结果表明,无论有无上游干扰,圆盘平均阻力系数均不随雷诺数改变.上游干扰圆杆在降低圆盘阻力系数的同时,使圆盘阻力脉动量增大,而且当圆盘绕流雷诺数大于1.84×10⁵时阻力脉动量的增幅将随雷诺数的加大而迅速增加.对圆盘阻力的频谱分析表明,在圆盘上游无干扰时,圆盘绕流形成的螺旋状涡引起的非轴对称波动频率(斯特劳哈尔数为0.135)为阻力脉动的主频.     

基于褶皱的平流层浮空器升空结构形变模拟

平流层浮空器囊体材料具有非线性、黏弹性、各向异性和不能抗压等特点,起皱现象是在升空膨胀过程中必然会出现的形变状态,褶皱的扩展会影响整个囊体结构的受力状态,改变囊体变形和应力分布.同时,褶皱的存在还会影响囊体结构的动力学行为和空间环境下的热力学分布.通过主应力-主应变相结合准则对褶皱区域进行判别,采用修正褶皱单元的本构矩阵方程的方法对褶皱区域进行处理,地面充氦气试验证明了新方法的模拟结果更加接近测试值.从而为平流层浮空器设计提供了一种有效的分析方法.     

基于K-FWH声比拟方法的串列双圆柱气动噪声研究

为了研究串列双圆柱的气动噪声与大尺度涡脱落之间的关系，采用大涡模拟并结合K-FWH方程的方法进行研究。采用标准算例的实验结果对数值模拟方法进行了验证，证实了壁面自适应局部涡黏（WALE）大涡模拟模型结合基于K-FWH方程的声比拟方法能够较好地预测不同频率下的噪声谱密度。数值模拟结果表明:上下游圆柱的涡脱落频率相同，大尺度涡呈现反相位脱落。上游圆柱表面平均阻力系数大于下游圆柱，而下游圆柱表面的压力脉动更为剧烈。双圆柱绕流的气动噪声来源主要为偶极子噪声（包括柱体表面瞬时压强及其时间导数），其中瞬时压强的时间导数是主要的声压组成部分。在此基础上，对某一观测点的瞬时声压及其分解项之间的物理关联进行了研究。观测点的瞬时声压主要由下游圆柱产生的声压主导。由于上游涡脱落对下游圆柱的涡脱落的影响，导致下游升力系数频谱及观测点总噪声频谱呈现次级峰的现象。此外，通过希尔伯特变换发现观测点的声压脉动值不受上下游旋涡脱落的相位差影响。研究结果能为后续降低双圆柱气动噪声的研究做出贡献，给工程降噪问题提供参考。      

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

上游双扰动对圆柱气动特性影响的数值模拟

通过用商用计算流体力学软件FLUENT 6.0中的SIMPLE方法求解二维非定常层流模型,对雷诺数Re=200时上游双扰动体对下游圆柱气动特性影响进行了数值模拟研究.计算结果表明当双扰动体相隔较近(H/d=1.1,1.33)时,其后形成单一的Karman涡街,它们对下游圆柱的干扰作用类似于单扰动体时的情况,但是流动结构发生变化的临界间距Lcri较之有效宽度相同的单扰动体的要大,因此可以推断出在该种布置下双扰动体和圆柱绕流会出现2种流动模式.在空穴流动模式下面,下游圆柱的阻力和升力脉动最多减小94%和79%,系统阻力(包括圆柱和扰动体)也能减小33%.而当双扰动体尾流为双Karman涡街时(双扰动体相隔较远H/d=3.33,5.0),圆柱迎风面部分区域仍受到来流的冲击作用,气动力减小有限.     

附属小圆柱对主圆柱绕流影响的数值模拟

从小马赫数下的可压缩Navier-Stokes方程出发,采用覆盖网格分区算法,对在主圆柱尾流场的适当位置放置附属小圆柱时的流动特性及其对主圆柱绕流问题的影响进行了详细的数值模拟研究.根据模拟结果,主要探讨在小雷诺数范围内,附属小圆柱位置、个数、大小以及雷诺数变化等因素对主圆柱绕流的流场结构及其非定常演化过程的影响.计算结果表明,在小雷诺数范围内,无论附属小圆柱的个数如何,都存在最佳抑制区域.当附属小圆柱放在这个区域时,涡街被完全抑制,整个流场达到准定常状态;同时,阻力系数也显著下降.在一定程度上,随着小圆柱直径的增加,主圆柱涡脱落更易被抑制.另外,相对于单个附加小圆柱而言,使用两个附加小圆柱能使主圆柱涡脱落的抑制提高到更高的雷诺数.      

基于SA湍流模型的DES方法应用

使用基于SA(Spalart-Allmaras)湍流模型的分离涡模拟(DES,Detached-Eddy Simulation)方法,对圆柱绕流和超声速圆柱底部流动等高雷诺数大分离流动进行了数值模拟.无粘通量的计算采用二阶迎风格式,时间推进使用二阶隐式双时间步法.计算表明相对于雷诺平均N-S方程(RANS,Reynolds-Averaged Navier-Stokes)模拟,时空均为二阶精度的DES模拟能够分辨更为精细的分离区三维旋涡结构,对分离区主要湍流结构的捕捉和平均压力分布的预测取得了满意的结果.     

Taylor-Couette流的DSMC数值模拟

使用圆柱坐标系网格的三维DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)模型,对同轴圆柱间Taylor-Couette流中Taylor涡的形成进行了数值模拟,并分析了不同计算域和边界条件下稳定流场中Taylor涡的轴向排列结构.在网格设置和流场参数不变的情况下,使用轴对称DSMC模型对Taylor涡进行数值模拟,所得Taylor涡的稳定过程与三维结果一致,验证了使用三维DSMC方法来解决微尺度低速的稀薄气流问题的可行性.三维模拟结果表明Taylor涡以较大的圆周速度绕轴旋转,二维模拟则无法体现.对不同的内圆柱旋转速度进行数值模拟,确定了能够产生Taylor涡的临界速度值.     

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

蒙皮热辐射特性对平流层浮空器氦气温度影响

分析了平流层球形超压浮空器在运行高度所受的各种环境辐射,研究浮空器处于热平衡状态时辐射传热、对流换热的作用规律,建立了浮空器的热平衡模型,分析太阳辐射、地面反照、地面辐射等环境辐照因素对浮空器全天各个时刻蒙皮材料和内部氦气平均温度影响,对比了吸收率、发射率和吸收发射比等辐射参数对浮空器热性能的影响.分析结果表明:具有低吸收发射比的蒙皮材料具有较好的热控效果;对于吸收发射比相同的蒙皮材料,具备低吸收率特性的蒙皮材料热控效果更为明显,更适用于长航时平流层超压浮空器.分析结果对浮空器蒙皮材料选择和总体设计具有指导意义.     

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响，基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算，获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上，研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化，随拖曳比增加，涡量黏性耗散增强，进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱，伞衣入口形成稳定的负涡量区，伞衣尾涡脱离周期随之延长；拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端，随拖曳比增加，流动形式逐渐由闭式转变为开式，流场的速度分布和压力分布更为对称，伞衣入口形成稳定的正压区，内外压差增加；当拖曳比大于9时，前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

二维扰动对下游圆盘压力分布的影响

通过测量阻力和表面压力,研究了干扰圆柱尾迹产生的二维扰动对下游圆盘气动特性的影响,得到圆盘迎风面压力分布的变化规律,并结合以往流场结构的研究,对其机理进行了分析.结果表明在圆盘与干扰圆柱间距比L/D较小时,圆盘迎风面低压区宽度随间距增大迅速增加;当L/D>0.7时,对于同一直径的干扰圆柱,圆盘迎风面低压区宽度基本保持不变;对于不同直径的干扰圆柱,在圆盘前产生低压区的宽度随圆柱直径的增加而变大.此外,利用这种干扰方法,可以降低圆盘阻力,实验得到圆盘阻力可减少约9%,相应的圆柱/圆盘系统的阻力可减小4%.      

锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究

用低速风洞测力试验和襟翼处绕流的PIV测量试验研究锯齿形格尼襟翼在不同偏角下的增升效益.结果表明:锯齿形格尼襟翼能明显提高翼型的升力系数和大升力系数下的翼型升阻比,对于给定的襟翼弦长,存在一个最佳的襟翼偏角,在此偏角下,翼型升阻比不仅在大升力系数下有明显提高,而且在中小升力系数时升阻比也有一定的提高.PIV测量表明从锯齿形格尼襟翼的齿边向上卷起的流向涡使上翼面后部气流向翼型表面吸附,推迟了上翼面气流的分离.     

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果.结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Re数对干扰区流动特性的影响,流态可以从一涡系变成多涡系,由定常变成非定常,而且在一定的Re数以后涡系会紊流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导致干扰区的旋涡很弱,甚至不出现,这是很有实际意义的.     

前置隔板对圆柱绕流影响的实验分析

对经典的圆柱绕流模型,运用前置隔板对流场进行控制。利用粒子图像测速(PIV)方法在自循环水槽中研究了雷诺数为1 800时,柔性和刚性2种不同刚度的前置隔板对圆柱绕流的影响。研究发现:柔性隔板自由端的弯曲增加了对流场的额外扰动,并且柔性隔板弯曲变形会诱导产生脱落涡,导致尾迹流场的主频发生变化。在圆柱下游流场,无隔板工况与柔性隔板工况的回流区长度相当,刚性隔板工况的回流区相较之下则更长。结果显示:前置隔板还能在一定程度上减小圆柱绕流的阻力。      

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明, 随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。