超音速细长梯形翼背风面流型

给出了前缘后掠６５°、双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验Ｍａｃｈ数为１．１０,１．５３,２．５３,３．０１和４．０１,攻角范围为５°～２５°。应用蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了空间和表面流型照片。蒸汽屏显示表明：在机翼背风面三角形区域的空间流型随法向攻角αＮ（在垂直于前缘的平面内流速与弦线间的夹角）和法向Ｍａｃｈ数ＭａＮ（来流Ｍａｃｈ数在垂直于前缘平面内的分量）变化,并可在αＮ和ＭａＮ为坐标的平面上划分出７种流型存在的区域。侧缘区有侧缘分离涡形成;后缘有尾涡拖出。从纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片对照可获得机翼锥面激波位置随Ｍａｃｈ数的变化;以及激波－诱导分离线位置随Ｍａｃｈ数和攻角变化曲线。机翼表面油流谱显示出了主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其他有关实验和数值计算结果比较符合得很好     

高超声速飞行器钝舵缝隙流动数值模拟研究

目前,带缝隙钝舵的缝隙引起的流场结构和气动加热规律变化,还很不明确,需要研究缝隙诱导所形成旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。通过分析高超声速钝舵缝隙气动加热问题,基于无缝隙钝舵,建立一种带缝隙钝舵简化模型。使用有限体积方法求解可压缩Navier-Stokes方程,通量采用van Leer通量向量分裂方法计算。插值采用MUSCL方法,时间项采用LU-SGS隐式方法。结果表明:无缝隙钝舵流场结构相对简单,带缝隙钝舵流场结构同无缝隙钝舵相比要更为复杂,舵轴上游缝隙内会出现马蹄形涡串结构,相应地在缝隙的上下表面均会出现马蹄形高热流区;受缝隙诱导分离再附流动的影响,在舵轴迎风面以及舵体侧面后部均形成了局部高热流区。     

基于振荡式涡流发生器的激波/边界层干扰控制方法

激波/边界层干扰（Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI）是高超声速进气道中常见的流动现象，当其诱导边界层发生显著分离时往往会导致进气道气动性能严重下降。为此，本文提出了一种基于新型振荡式涡流发生器阵列的SWBLI控制方法，采用基于动网格技术的非定常仿真方法对该涡流发生器阵列流场进行了研究，验证了该控制方法的有效性，并研究了相关参数的影响规律。研究结果表明，振荡式涡流发生器可在超声速边界层内诱导产生振荡强度可变的涡系结构，增强了边界层流动与高速主流的掺混，同时该涡流发生器振荡过程中独特的“挤压”“抽吸”效应持续对气流进行充能，边界层内速度分布饱满程度显著增加。在控制效果方面，随着涡流发生器振荡频率增加，其对边界层低速气流充能的效果增强，对SWBLI流场的控制效果更加明显，形状因子最高可以降低28%；当激波入射在涡流发生器下游34hv时（其中hv为振荡式涡流发生器最大高度），控制效果最佳，激波诱导边界层分离区长度相比无控制时可减少25%；在涡流发生器下游x=270 mm处截取高度30 mm(z=30 mm)设置为监控面，相比于定几何涡流发...     

亚临界雷诺数圆柱涡致振动的实验研究

近年来，数值模拟结果表明圆柱涡致振动现象可在低至20的亚临界雷诺数下发生，但目前尚无相关实验证明该种现象的存在。本文首先研发了适用于低雷诺数流固耦合实验的旋转水槽，而后在此基础上开展了亚临界雷诺数下圆柱涡致振动实验，分别研究了支撑频率和雷诺数对涡致振动响应的影响。发现圆柱涡致振动存在的最低雷诺数为23，与数值模拟结果接近，证实了亚临界雷诺数涡致振动的存在；另外，发生亚临界涡致振动时，在尾迹区观测到了频率与圆柱振动频率一致的卡门涡脱，说明弹性支撑特性会使得流动稳定性降低，证实了相关数值模拟结果的正确性。