绕钝体分离流动的非定常数值模拟研究

利用非定常RNGk-ε模型对三种典型的钝体绕流问题进行了研究,这三种流动分别为:方柱绕流、圆柱绕流和绕立方柱流动。研究表明了采用非定常雷诺平均方法可以研究钝体绕流的非定常流动,但所获得的结果各不相同。对于分离角固定的方柱绕流和绕立方柱流动,数值模拟结果和实验以及大涡模拟结果吻合较好,对于分离角不固定的圆柱绕流,随着雷诺数的增加,数值模拟结果和实验结果相差越大,分析认为这是由于壁面模型无法准确预测流动中不固定的分离角所致。改进了绕立方柱流动的模拟方法,采用非定常模拟方法后获得的结果要比定常模拟方法得到的结果有了根本改善。     

螺旋桨滑流对简单襟翼吹气控制的影响

为探究螺旋桨滑流对无缝简单襟翼吹气控制的影响,设计了集成吹气系统和螺旋桨的高升力翼型模型,开展了简单襟翼吹气控制的测压和粒子图像测速仪(PIV)流场测试试验,在不同拉力系数下,研究了定常吹气和脉冲吹气对模型不同展向截面的控制效果。结果表明:滑流影响下控制效果具有明显的三维效应,在相同吹气动量系数下,滑流强度较大的截面具有较高的吹气控制效率;对于脉冲吹气,滑流强度较小时,基于襟翼弦长的最佳无量纲频率约为0.31;在最佳频率的吹气可在较低动量系数下实现较大的增升量;最佳频率受滑流强度影响明显。研究结果对高效的吹气襟翼设计提供了试验依据,提出了螺旋桨滑流影响下的吹气襟翼设计建议。      

低雷诺数下翼型层流分离泡及吹吸气控制数值研究

在低雷诺数下Eppler387翼型表面会出现层流分离泡现象,因此本文使用Fluent求解器开展吹/吸气控制翼型表面层流分离泡的数值研究,主要探究了射流位置、射流角度、射流速度比三个控制参数对层流分离泡控制的影响规律.研究结果表明,采用与SSTκ-ω湍流模型耦合的γ～(Reθt)转捩模型可以准确预测层流分离泡的位置;吹/吸气可以有效抑制低雷诺数下层流分离泡的发展,明显提高低雷诺数下翼型升阻比.固定射流位置,较大吸气速度比和较小吹气速度比可分别获得较好的流动控制效果,且吸气控制比吹气控制对层流分离泡的抑制作用更加有效.     

Gao-Yong模型用于吹气环量控制翼型的研究

应用Gao-Yong湍流模型模拟了吹气对翼型表面分离流控制的影响.结果表明,该模型不仅能够对翼型绕流的分离点、表面压力分布、升阻特性等做出较好预测,而且还能模拟出控制分离的吹气效果:①有效消除翼面分离涡;②"裹携"翼面来流进一步提高升力系数.提高吹气动量系数,升力曲线上移的幅度也相应增加;而吹气角度对吹气射流"裹携"作用的强弱也有一定的影响,当吹气方向相对于翼弦偏上时,吹气射流"裹携"来流与消除分离涡的作用增强,升力提升更为明显.      

圆柱绕流的环量控制

对用壁面射流控制圆柱绕流的问题进行了研究,并探讨了喷口位置、多喷口吹气等问题。结果表明,喷口位置对圆形翼型的气动特性影响很大;多喷口吹气既可以提高圆形翼型的最大升力系数又可以降低吹气的能量消耗。     

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。     

尾缘吹气稳定器缝宽对燃烧性能影响的试验

为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λ_m-0.1,0.18,0.25和丁T_m-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高.      

基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善

针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%.      

唇罩激波/边界层干扰的壁面鼓包/次流循环组合控制方法研究

为了对超声速、高超声速进气道内多道连续唇罩激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种壁面鼓包/次流循环的组合控制方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:通过小尺度鼓包迎风侧弱压缩波束的预增压效应,实现对第一道唇罩激波/边界层干扰的控制;同时,在压差力的驱动下,鼓包下游第二道唇罩激波作用导致的边界层分离包内的低能流进入次流循环装置,并从上游压缩面上的吹气缝喷出,实现对第二道唇罩入射激波的控制。在鼓包与次流循环装置的共同作用下,两道唇罩激波产生的边界层分离被有效隔离并分别控制。同时,本控制方案不会造成进气道捕获流量的损失。相较于无控制方案,鼓包/次流循环组合控制方案可以在来流马赫数为3.95~6.95内实现对多道连续唇罩激波/边界层干扰的控制,改善内通道中的流动,提高进气道的总压恢复性能,最大改善幅度可以达到15.7%。此外,为保证控制效果,应选择合适的吹气缝和引气缝位置。     

纳秒脉冲等离子体激励控制小后掠三角翼低速绕流试验

为探索纳秒脉冲介质阻挡放电(NS DBD)对小后掠尖前缘三角翼的流动控制效果和作用机理,进行NS DBD用于改善其气动特性的测力试验和流动显示试验。当来流速度分别为30m/s和45m/s时,测力试验结果表明位于机翼前缘的NS DBD能很好地改善三角翼大迎角气动特性,其中来流速度为45m/s时最大升力系数提高了18.3%;研究了脉冲激励频率对流动控制效果的影响规律,最佳的无量纲激励频率F+≈1~2。在来流速度为20m/s时,采用粒子图像测速仪(PIV)研究了不同迎角下激励前后机翼背风面流场,表明NS DBD可改善上翼面旋涡结构,使分离涡附体并得到加强。基于试验结果,认为NS DBD进行三角翼前缘涡控制的机理是激励诱导分离剪切层周期性产生附体的分离涡,从而维持了上翼面大迎角时的涡升力。     

多喷口环量控制翼型流动的研究

提出了多喷口环量控制翼型的想法，并进行了数值研究。结果表明，多喷口环量控制方法可以在中、小Ｃμ吹气时提高翼型的升力和减小能耗，并能改善环量控制翼型在较高来流马赫数下的气动性能，避免“压缩性失速”。     

带尾缘吹气的动静干涉流动的实验

采用声学麦克风和粒子图像速度仪等实验研究手段,分析静子在吹气和不吹气情况下纯尾迹,弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动与动叶相互干涉的声学特性和流场特性.得到了不同尾部吹气量下动静之间流场的速度矢量变化以及静子尾迹在动叶流道中的传播特性.比较了静子尾缘纯尾迹与弱尾迹、无动量亏损尾迹以及喷射等尾迹形态与动叶相互干涉的...     

基于扇翼机翼升推力机理的吹气机翼研究

基于对扇翼飞行器升推力产生机理的数值计算与分析,提出了一种扇翼飞行器机翼的替代方案——吹气机翼。分析了扇翼机翼升推力的产生机理并在扇翼机翼翼型的基础上构建了吹气机翼翼型。建立了两种机翼翼型的数值计算方法,通过对比相对静压分布曲线、速度云图和压力云图,证明了吹气机翼具有与扇翼机翼一样的升推力产生方式,即涡致升推力的形成机制。通过将横流风扇加速后气流流速定义为吹气机翼吹气速度,对比了两种机翼升推力随来流速度和迎角的变化关系。结果表明:两种机翼的升推力变化趋势基本一致,仅在迎角大于20°时,吹气机翼推力值相较扇翼机翼损失了近5倍。总体而言,在常规飞行状态下,吹气机翼能够替代扇翼机翼,为相关飞行器的增升和优化设计提供了一种思路。      

亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

在高速风洞中对某武器舱舱门打开状态下,舱内的静压分布和脉动压力特性进行了试验,并对空腔前缘多孔扰流板和前缘吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。试验马赫数为0.75,武器舱长度为300 mm,长深比为3,宽深比为1。试验结果表明该武器舱基本构型顶部沿着流向的压力分布比较均匀,脉动压力监测点的频谱特性表现出明显的模态特征,为开式空腔流动类型,而且在所研究的范围内受飞机迎角变化的影响很小。在典型的飞机迎角下,前缘多孔扰流板流动控制方法可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑多孔扰流板对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,高安装高度、短展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。在典型的飞机迎角下,前缘吹气流动控制方法也可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;吹气位置、吹气流量为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑前缘吹气对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,大的吹气流量、短的展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。     

超音速气流绕局部透气凹角流动的数值模拟

以具有压力分裂形式的简化Ｎ Ｓ方程为控制方程,数值模拟了超音速来流条件下的激波 边界层干扰被动控制（ｐａｓｓｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｓｈｏｃｋ ｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ）。模拟是以预先给定激波前吹气和激波后吸气的流量来实现的。为了定性地确定吹气或吸气对激波 边界层干扰的影响,首先计算了单独吹气和单独吸气两种情况。数值计算时采用了多重扫描法对控制方程差分离散,以反映亚音速区压力对流场的椭圆性影响。     

带升力风扇飞翼布局无人机过渡飞行气动特性研究

带升力风扇飞翼布局无人机除了具备飞翼机的优点外,还兼具短距/垂直起降功能,研究其过渡飞行阶段的气动特性是建立其飞行动力学模型的基础。对带升力风扇飞翼布局无人机的过渡飞行阶段进行气动仿真,分析升力、阻力和力矩随速度和迎角变化的特性,并在某定常流下对该布局飞机的流动机理进行研究,针对气流分离提出控制方法。结果表明:来流速度增大时,升力值持续增大,阻力增加,低头力矩增大;在相同来流速度下,迎角增大,升力随之增加且外段翼是其升力的主要来源,阻力先减小后增大,较常规平飞状态下有较大的抬头力矩;控制气流分离的两种改进方法是有效可行的。     

溢流条件下飞机结冰过程的传热特性研究

基于液/固相变和液膜流动的基础理论,对飞机结冰过程的传热特性进行了研究,建立了溢流与液/固相变耦合的结冰传热模型,并采用该模型对来流各参数对冰层生长特性的影响进行了分析.研究结果表明,结冰表面液态水的溢流将促进液/固相变过程,并进而提高冰层生长速率.气动剪切力是影响溢流效应的主要因素,来流速度越高,气动剪切力越大,溢流效应也越明显;反之,则溢流效应越微弱.在溢流条件下,来流参数中来流温度和速度是影响冰层生长速率的主要原因.来流速度越高或温度越低,则冰层生长速率越大,反之则生长速率越小.比较而言,液态水含量和水收集系数的变化对冰层生长速率的影响相对较小.      

非均匀速度来流条件下液体射流喷雾特性

实验研究了非均匀速度来流条件下液体横向射流喷雾特性.实验利用多孔板实现速度的不均匀,应用片光照相得到喷雾中心截面照片,使用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量液滴的直径和速度.实验结果表明:在非均匀速度来流中,射流的弯曲和破碎机理有所不同,导致穿透深度和雾化特性发生改变.与均匀速度来流相比,正速度梯度来流时射流穿透深度...     

来流条件对微燃烧室中庚烷燃烧特性的影响

为了通过改变来流条件提高微燃烧器中火焰的稳定性,使用液体正庚烷作为燃料,在内径为4mm的微燃烧室中,对不同庚烷流量和氧气浓度下庚烷液滴的燃烧特性进行了实验研究。结果表明,固定当量比为0.9,庚烷流量由10μL/min增大到30μL/min时,点火时间缩短,液滴滴落并形成液膜,液膜对点火以及稳定火焰有利。固定来流速度为0.33m/s时,加入氧气后,火焰出现瞬时喷射现象,但火焰不会熄灭。增加氧气浓度可以缩短点火时间,增强火焰稳定性。随着氧气浓度的增大,火焰长度总体上先增大后减小。燃烧声振呈现出低频特性,氧气浓度为0.46时声振最为强烈。     

微吹气对湍流平板边界层流动特性的影响及其减阻机理

微吹气技术能够改变平板湍流流场结构,减小平板表面的摩擦阻力。采用直接数值模拟方法,计算了来流马赫数0.7条件下,流场流过光滑平板和NASA-PN2多孔平板表面两种情况,通过对比这两个算例的相关流场特征,验证了微吹气控制减阻的有效性,局部最大减阻率达到了45%,并且由于微吹气控制的"记忆"功能,减阻效果在微吹气流域下游仍会持续一段距离,增加了减阻区域的流向面积。壁湍流摩擦减阻的原因在于近壁区域出现了一个低速的"湍流斑",黏性底层厚度增加,速度型曲线被抬升。但与此同时,边界层内湍流速度脉动也得到了增强。进一步对流向脉动涡演化规律分析,发现微吹气对流向脉动涡发挥着多重作用。在增加流向脉动涡强度的同时,还使得流向涡团向远离壁面抬升,这样减小了流向涡与壁面之间直接作用。此外,微吹射流产生的冲击作用会在流向涡表面留下凹痕,使得流向涡分散成相对小的涡团结构。