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1.
姜健  赵海刚  符小刚 《推进技术》2021,42(10):2249-2256
为了分析评估某型歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明:稳定平飞时,在亚音速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超音速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向“背风面”偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面“迎风面”附面层排除能力增大,而“背风面”受气流分离影响而减弱。  相似文献   
2.
《中国航空学报》2021,34(8):101-111
A novel virtual material layer model based on the fractal theory was proposed to predict the natural frequencies of carbon fiber reinforced plastic composite bolted joints. Rough contact surfaces of composite bolted joints are modeled with this new proposed approach. Numerical and experimental modal analyses were conducted to validate the effectiveness of the proposed model. A good consistence is noted between the numerical and experimental results. To demonstrate the necessity of accurately modeling the rough contact surfaces in the prediction of natural frequencies, virtual material layer model was compared with the widely used traditional model based on the Master-Slave contact algorithm and experiments, respectively. Results show that the proposed model has a better agreement with experiments than the widely used traditional model (the prediction accuracy is raised by 8.77% when the pre-tightening torque is 0.5 N∙m). Real contact area ratio A* of three different virtual material layers were calculated. Value of A* were discussed with dimensionless load P*, fractal dimension D and fractal roughness G. This work provides a new efficient way for accurately modeling the rough contact surfaces and predicting the natural frequencies of composite bolted joints, which can be used to help engineers in the dynamic design of composite materials.  相似文献   
3.
陈崇沛  梁剑寒  关清帝  高天运 《航空学报》2021,42(z1):726364-726364
一维湍流(ODT)方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法,能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律,且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究,若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流,需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法,本文基于欧拉参考框架,针对可压缩湍流的特性,将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量,并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进,开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程,在随机性模块中构造一维涡时,将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量,并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对,验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合,精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法(LES-GRAD.DIFF.)以及耦合线性涡(LEM)亚格子模型的大涡模拟方法(LES-LEM),且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。  相似文献   
4.
《中国航空学报》2021,34(1):148-162
In order to apply the air fin successfully and ensure the maneuverability of hypersonic vehicle, a key problem to be studied urgently is the heat flux brought by the fin mounting gap. The appearance of mounting gap and fin shaft can induce many complex flow structures which need more attentions to be investigated. Under Ma 6, Nano-tracer-based Planar Laser Scattering (NPLS) and Temperature Sensitive Paints (TSP) were applied to visualize and measure transient flow structures and heat flux distribution of a swept fin-induced flow field with different height mounting gaps. Complementarily, Reynolds-averaged N-S equations were solved with k-ω SST turbulent model. The heat flux distribution results of numerical simulation and TSP observed the change of high heat flux region with different mounting gap, both in position and magnitude. The streamlines based on Computational Fluid Dynamics (CFD) and flow visualization results obtained by NPLS revealed the cause of high heat flux region. The high heat flux region in this flow field is mainly related to the reattachment of vortex and flow stagnation. The increase of gap height can lead to stronger gap overflow and shaft-induced horseshoe vortex, which are source of the high heat flux around the fin. The case with the highest mounting gap (4 mm) en-counters the most severe aerodynamic heating, both on the surface of fin and plate. Thus, under the premise of ensuring the flexibility of the fin, the gap should be set as small as possible.  相似文献   
5.
针对不同流速比混合层流场气动光学效应问题,首先采用大涡模拟数值方法进行了数值仿真,其次用光线追迹方法进行了气动光学效应仿真,最后对混合层的气动光学效应进行了评价。结果表明,混合层流场涡结构与光程差极小值存在一一对应关系,并且其流速比低的混合层气动光学效应更加严重。同时,研究了不同光学参数对斯特列尔比的影响,得到了相应的规律。  相似文献   
6.
翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估   总被引:3,自引:1,他引:2  
针对翼身融合运输机开展了分布式电推进系统的总体设计与油耗评估。通过数值计算完成了70t载质量翼身融合飞机的气动设计与优化。在巡航马赫数为0.80和10km高度的设计点,最大升阻比达到了24。通过求解积分边界层方程组,完成了电推进系统的总体设计。电推进系统包含10个推进风扇,风扇直径为1.45m,压比为1.35,巡航功率为2.94MW。建立了考虑燃烧过程的发动机一维性能模型,对发动机油耗进行了评估,获得了不同发动机循环参数下燃油消耗。建模结果表明,基于翼身融合布局和分布式电推进技术,可使运输机的油耗较C-17节省近50%。   相似文献   
7.
童福林  周桂宇  孙东  李新亮 《航空学报》2020,41(9):123731-123731
采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。  相似文献   
8.
超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟   总被引:2,自引:2,他引:0  
童福林  孙东  袁先旭  李新亮 《航空学报》2020,41(3):123328-123328
为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。  相似文献   
9.
陈苏宇  江涛  常雨  胡守超  李强  张扣立 《航空学报》2020,41(12):124098-124098
为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度(PSD)分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。  相似文献   
10.
旋转弹体马格努斯效应数值模拟方法研究   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
旋转的弹体通常会存在马格努斯效应,严重影响飞行稳定性和弹道轨迹。提出基于旋转壁面法的多对称面弹体旋转效应数值模拟方法,无需借助动网格和多参考系模型,仅需要将旋转速度附加壁面,即可使用定常方法模拟马格努斯效应;同时,使用SOCBT标准弹体模型对该方法进行验证分析。结果表明:计算值与试验值吻合较好;由于旋转引起的附面层堆积以及大攻角分离效应、激波的干扰,计算时附面层的网格节点要足够密,并且应该针对不同的攻角选择精度与效率兼顾的计算模型。  相似文献   
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