跨声速压气机转子叶尖泄漏涡非定常特性数值研究

为了研究跨声速单转子压气机系统叶尖泄漏涡的非定常特性,选取Rotor 67孤立转子为研究对象,针对不同背压工况与不同转速工况进行了非定常数值模拟。结果表明:在每一转速状态都存在一非定常边界,其将特性线分为定常部分和非定常部分。当转子运行在特性线非定常部分时,随着背压提高,叶尖泄漏涡脉动频率逐渐减小。这是由于背压提高使叶尖前缘负荷变小,叶尖泄漏涡的驱动力也变小。叶尖泄漏涡的频率特征与转子转速息息相关。高转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出低频特征,低转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出高频特征。这是由于转速不同,叶尖激波的脱体程度不同,激波对于叶尖泄漏涡的激励位置也不同。由非定常叶尖泄漏涡引起的压力波的周向传播速度在各转速下表现出较强的规律性。随着流量系数的减小,压力波波速呈线性减小趋势,且各转速下减小的速率大致相同。且在波速-流量系数曲线中,各转速的非定常状态起始点基本位于同一条直线。      

关于轴流压气机的非定常两代流型

针对作者提出的轴流压气机非定常两代流型——非定常自然流型(UNFT)和非定常耦合流型(UCFT)——概念,本文进行了数值模拟和试验两个方面的验证。从数值模拟结果来看,实现非定常耦合流型后,对应非定常流场的时空结构将由无序状态向有序状态转化,流场的时均性能也能得到较大提高。环形叶栅声激励和PIV测量的实验结果亦证实了这一结论。     

基于欧拉方程的二维振荡机翼非定常气动设计反命题方法（Ⅱ）

建立了二维振荡机翼的非定常反问题的有限差分解法,并通过若干算例对求解方法进行了验证.首先根据基于欧拉方程的非定常气动反问题数学模型确定了具体求解方案,接着重点讨论了壁面非定常反问题边界条件和远场非定常无反射边界条件的处理方法,编写了相应的计算程序,并以绕1/4弦长点做小幅俯仰周期振动的NACA-65-0012翼型为初始机翼,在不同目标压强的条件下进行了气动反问题计算得到新翼型,它们的压强分布与预设目标相吻合,这表明本文的反问题求解方案与计算方法都是可行的.     

非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响

在南航非定常风洞中,运用动态测力、测压和流动显示技术,详细研究了非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响和三角翼背风面空间流场结构的变化.研究结果表明,在不同攻角下,随来流速度的脉动三角翼气动特性产生的变化不同.非定常自由来流对静态三角翼气动特性产生的影响,主要是由于来流风速的变化对三角翼上翼面的流动结构产生的影响所造成,特别是在静态失速攻角前后,这种影响最为明显,它使原先翼面上的破碎涡流变成了集中涡流.     

环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上，采用施加声激励的实验手段，系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理，证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小，从而降低总压损失，达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发，探索了影响激励效果的途径。     

PIV测量非定常自由来流中的三角翼前缘涡

在南航非定常风洞中,运用PIV测量技术,研究了非定常自由来流下三角翼前缘涡瞬时涡结构的变化。通过分析三角翼前缘涡速度矢量、涡量以及流动拓扑结构的变化可知,在减速过程中,破裂的前缘集中涡重新卷起,形成涡量较强的集中涡,横截面流动拓扑结构显示,流动结构从不稳定的焦点变成稳定的极限环,这也就说明前缘集中涡的破裂点位置向下游移动;在加速过程中,集中涡很快破裂,涡量随之减小,流动拓扑结构从稳定的极限环变成不稳定的焦点,前缘集中涡的破裂点位置向上游移动。分析认为外部压力梯度的变化可能是导致涡破裂位置移动的原因。     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

激波绕射方台的非定常流场研究

本文以数值方法研究了运动激波绕射矩形突台的非定常流场发展过程。计算中采用ＴＶＤ格式，得到了清晰的流场变化图谱。从流场图中可分辨出旋涡的形式过程及分离域形态。研究结果表明，本方法可以很好地描述激波绕射方台形成的复杂流动过程，对流场间断有较高的捕获力。     

轴流压气机静子声辐射场的理论分析

本文利用随机脉动调制理论，建立了轴流压气机静子离和噪声和宽频噪声通用的计算模型，对静子声源及其辐射场进行了理论研究，依据现有粘性尾迹经验公式，基于薄翼阵风响应理论，给考虑翼型弯度及攻角影响时静叶叶片和上动叶片尾迹相互作用的脉动升力响应计算公式，分析了压气机几何参数和气动参数对声辐射的影响，并在声功率级频谱图上展示其变化趋势。本文对压气机气动噪声机理的探讨结果将为低噪声轴流压气机的设计提供理论依据。     

脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

非定常扰动对涡破裂的影响

在旋涡发生器内进行了涡管内的涡破裂研究。试验表明,不论是泡状或是螺旋状破裂,趋近破裂点时流速均趋于零;非定常扰动使涡轴附近的轴向速度增大,从而延缓了涡破裂的发生;在定常流参数、扰动频率和振幅的适当组合下,扰动可促使破裂状态由泡状转变为螺旋状,大大推迟涡破裂的发生。初步的理论分析表明,上述现象可能来源于流动共振。文中最后还给出了水槽中前缘振动襟翼的实验结果。试验表明,襟翼振动可延缓破裂的发生,且存在一个最佳的频率。试验中还发现,大迎角时,若襟翼不振动,可交替地只在一侧产生前缘涡,襟翼振动可消除这一现象。     

非定常气动力作用下弹性飞行器的稳定性及耦合特性

本文对所建立的弹性飞行器非定常动力学模型,以系统矩阵和返回差矩阵讨论了这类多变量模型的稳定性,由此导出定量评价弹性飞行器系统运动变量,即姿态、弹性自由度、控制及观测变量相互间的开环与闭环耦合测度,从频域的角度描述了耦合特性,具有较状态空间分析更直观、简捷的优点。文中还以算例给予了分析和验证。     

不同轴向间距下涡轮级内非定常流场的数值研究

针对不同轴向间距下涡轮级内非定常流动进行了数值研究.讨论了非定常条件下轴向间距变化对非定常性及流场分布的影响,探讨了转子和静子叶片之间的非定常相干的机理.结果表明,轴向间距L对转子内流动的非定常性有着强烈的影响.随着轴向间距的减小,静叶尾迹的强度及影响范围增加,静叶尾迹对动叶的周期性非定常影响还是主要出现在前缘附近.由于静叶尾迹的恢复效应与来流尾迹强度成正比,50%轴向间距下动叶出口流场的湍动能在动叶通道中央区域最小.      

虚拟飞行试验技术介绍

飞行器在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性是其重要特性。对飞行器的非定常气动特性研究预测，主要还是以风洞试验为主。以前风洞试验主要是动导数试验和大迎角非定常试验。由于这两种试验的局限性，AEDC最近开始研究一种新的风洞试验技术一虚拟飞行试验技术。本文主要是对这种新的风洞试验技术研究情况做了介绍。     

飞机大攻角气动力建模研究进展

在飞机大攻角气动力建模领域中，将已有的模型归纳为代数模型、积分模开和微分方程模型三类。文章给出了非线性气动力两种常用的代数模型－多项式模型和样条函数型；简要阐述了非常气动力积分模型的建立及其简化过程；重点综述了新近开发的微分方程模型，从有分离的的翼和有涡破裂的三角翼气动力模型形式推广出微分形式的飞机大攻角气动力模型。应用实例表明，积分模型和微分方程模型能够描述大攻角气动力的非定常增升和迟滞效应。     

绕近地面二维平板非定常不可压缩位势流的精确解

Yih给出了极端地效条件下二维水平平板垂直下落时有势绕流的首阶近似解;给出了同一问题在平板同时还有水平速度情况下的近似解。本文利用椭圆函数将平板和地面围成的区域保角变换至矩形内部,然后在变换平面上求解,得到了有地面效应时水平平板铅垂运动所诱导的势流精确解,以及平板同时还有水平速度情况下的“准定常”连续绕流近似解。     

飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法

本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。     

直升机旋翼/机身非定常气动干扰数值分析

基于非定常面元/时间步进全展自由尾迹建立了旋翼/机身非定常气动干扰分析方法。方法中耦合了非定常面元法和时间步进自由尾迹,以准确模拟旋翼非定常气动力、旋翼尾迹及桨叶对机身的非定常干扰效应。为模拟前飞状态下具有升力的机身,将机身离散为汇/偶极子面元,并采用涡线镜像法模拟旋翼尾迹靠近机身表面产生的加速效应。通过计算前飞状态的Maryland、ROBIN(Rotor Body INteraction)旋翼/机身干扰下的非定常压力分布,并与可得到的实验值、CFD计算结果对比,验证方法的准确性。随后分析前飞速度、旋翼与机身距离对旋翼/机身非定气动干扰的影响。计算结果表明机身头部和中部非定常压力主要受桨叶的通过性影响,而机身尾梁主要受尾迹/机身干扰影响,机身非定常气动力频率为桨叶片数的倍频。随前飞速度的增加,机身非定常压力幅值增加,尾梁压力幅值先增加后减小;增加旋翼与机身距离将减小机身和尾梁非定常压力幅值。     

牛顿流理论及其在谐振机翼上的应用

根据牛顿流理论,文中讨论了高马赫数、任意迎角、一般剖面在均匀来流中作沉浮和俯仰谐振的翼型和机翼。导得翼型和机翼表面的牛顿撞击压强和安定性导数公式。给出楔、平板三角翼、双抛物线剖面三角翼俯仰刚性导数(-C_(mθ)和阻尼导数(-C_(m))的数值例子。数值结果与现有的牛顿-布兹曼流理论、薄激波层理论、欧拉方程摄动理论的结果作了比较,算例表明本文的结果令人满意。