紊流附面层测量数据的计算方法

在空气动力学和航空发动机工程技术领域,附面层试验和测量是重要的研究方法和手段。本文中介绍了用半经验理论处理附面层测量数据的计算方法,叙述分析计算原理、公式及计算过程。实际应用表明,与传统计算方法相比,它具有更高的计算精度,可供计算测量的附面层特性参量δ,θ,δ_e,H_c和C_f时应用。     

半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。     

高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响

为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。     

抽吸控制对低雷诺数下翼型分离流动的影响简

 为了系统研究抽吸区域相对于分离点的作用位置、孔间距和孔径对抽吸控制翼型分离流动效果的影响,以NACA0012翼型表面分离流动为基准状态,在其吸力面设计了局部多孔抽吸结构,采用AUSM⁺-up格式、大涡模拟方法和双时间步长（LU-SGS）隐式算法,对低雷诺数下多孔分布式抽吸结构对流动分离的控制效果进行了数值研究。研究结果表明：当抽吸区域位于分离点之后时,抽吸控制效果最好;抽吸系数不仅存在一个下限值以达到快速、有效的控制效果,而且有一个上限值以保证抽吸控制品质因数（FOM）大于1;孔间距和孔径对翼型气动性能的影响较小,但对FOM分布的影响较大。     

粗糙元对零攻角尖锥模型高超声速边界层转捩的影响研究

高超声速边界层转捩控制一直是空气动力学研究的热点。粗糙元延迟边界层转捩作为近些年才开始研究的内容,目前仍有诸多现象与机理尚未探究清楚。借助于华中科技大学Φ0.25 m Ma6 Ludwieg管风洞,本文研究了不同位置单粗糙元、多粗糙元与在不同来流情况下粗糙元对边界层转捩以及第二模态不稳定波发展的影响。风洞实验使用PCB132系列高频压力传感器获取尖锥壁面压力脉动信息,通过傅里叶积分变换与互相关分析获取压力脉动功率谱密度与第二模态不稳定波传播速度,对PSD数据计算获取第二模态不稳定波增长率。结果表明,当第二模态不稳定波经过粗糙元时,不稳定波幅值会有明显的减小,但其频段不稳定波的增长率会增大并最终导致转捩的结束点被提前。同时,粗糙元对第二模态不稳定波传播速度无明显影响。     

正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透及转捩的影响

为研究正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透以及转捩过程的影响,分别在设计攻角和+10°攻角下,对高负荷低压涡轮叶型的吸力面附面层流动进行了数值模拟与实验。数值模拟使用CFX软件,采用大涡模拟模型。结果表明+10°攻角下,尾迹对附面层转捩过程的促进作用比设计攻角下更为显著,这是由于正攻角下的尾迹中心射流与吸力面切向的夹角更大,使得尾迹扰动渗透入附面层的深度更深,尾迹放大Klebanoff条纹强度更强,尾迹诱导转捩起始位置更靠上游。     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

固体燃料冲压发动机附着点分析与模拟

对固体燃料冲压发动机冷流情况下,由突扩台阶产生的附着点进行了理论分析和数值模拟, 得出附着点与台阶高度成线性关系, 与燃烧室尺寸、壁面是否加质等因素有关, 但与入口空气流量无关, 所得结果与实验数据比较吻合。     

带后缘喷气的跨音速涡轮导叶叶栅的试验研究

两种型式的带后缘喷气跨音速涡轮导叶叶栅,在燃气涡轮研究院SB301超跨音速平面叶栅风洞上作了试验。结果表明：后缘喷气对叶片表面M 数的影响是很小的,但不同的后缘喷气,在叶片表面上产生的附面层分离泡的位置不同,在同一试验状态后缘半开缝喷气叶栅的损失系数,小于后缘对开缝叶栅损失系数。在各喷气流量比时,出口气流角随出口M数变化的趋势,是与喷气流量比Cm=0时一致的。     

压气机设计状态转子出口及下游三维紊流流场

用热丝,高频压力探针等手段详细测量了单级压气机设计状态下转子出口及下游的三维紊流流场。测量结果表明,设计状态转子出口高阻滞,高损失和高水平紊流脉动的主要发生在叶尖通道中部,尾迹和叶根吸力面角区,轴向,切向和径向紊流脉动分布规律基本相同,但径向紊流水平最高。在下游,泄漏涡更加远离吸力面,并向压力面,低叶高方向扩散,旋涡强度减弱,转子尾迹变宽,径向流动明显的减弱,径向紊流强度显减小,旋涡是造成压气机内流动噪声的重要因素。