涡发生器控制平板边界层分离的大涡模拟

为了研究涡发生器(VGs)间距λ对控制边界层分离效果的影响,选取了4种涡发生器间距,λ/H(H为涡发生器高度)分别为5,7,9,11.采用大涡模拟(LES)方法对带逆压梯度的平板边界层分离流动及VGs控制分离流动进行了数值模拟.分析了有无VGs控制时,湍流场中大尺度相干结构及其演化规律,分别从旋涡间距、边界层内流体动能、压差损失等方面考察了VGs间距对控制流动分离效果的影响.研究结果表明当λ/H为5时,VGs间距过小抑制了旋涡的展向发展,λ/H为9,11时,VGs间距过大边界层内流体动能偏低,当间距λ/H为7时流动控制效果更优,此时计算域压差损失最小,相比较无VGs控制时,压差损失降低了30.95%.      

计算机辅助局部损伤评估和控制国际会议征文

第一届国际计算机辅助局部损伤评估和控制学术会议定于1990年6月26～28日在英国南安普顿举行。会议征文内容:(1)断裂力学;(2)裂纹扩展、控制和修补;(3)疲劳;(4)应力集中;(5)表面处理效应;(6)接触问题;(7)温度效应;(8)蠕变和可塑性效应;(9)复合材料、聚合物、陶瓷材料;(10)软件编码;(11)实验和监控系统;(12)数据采集技术;(13)有     

平片激振对锐缘分离流场宏观作用的实验研究

本文对激振与未激振锐缘分离流场细节进行了比较。结果表明 ,作用于分离点的适当频率的激振对分离流场产生了 6种互相耦合的作用效应 ,它们是 :( 1)从整体上减弱或抑制分离流动 ;( 2 )改变分离区湍流结构 ,加剧湍流运动 ,加快混合和剪切层增长 ;( 3)增强局部区域的回流流动现象 ;( 4 )使分离剪切层再附 ,改变分离流态和分离涡分布 ;( 5)减弱下游流场湍流脉动 ;( 6)增强尾流下弯程度。本文工作为激振控制分离流动技术的工程应用提供了物理基础与指导。     

纳秒脉冲等离子体分离流控制频率优化及涡运动过程分析

将纳秒脉冲驱动的介质阻挡放电等离子体激励器应用到NASA SC（2）-0712翼型上,在迎角分别为15°和20°时,开展了在不同雷诺数下的分离流动控制研究。通过模型表面静压测量,得到了不同激励频率下的分离流动控制效果。对翼型表面压力进行分布积分,得到了在不同雷诺数和激励频率下的升力系数,表明分离流的控制效果有一个较宽的激励频率范围,只要激励频率落在相应的频带范围内,均能实现有效的分离抑制。流动显示结果表明,分离流的控制在瞬时表现为放电后可形成大尺度旋涡拟序结构。旋涡的周期性产生、运动和演化造成了分离剪切流动的动态变化过程,从而促进了高/低速气流的动态掺混。     

超声速来流与侧向射流作用下的三维流场结构

研究超声速流动与侧向射流作用下的三维流场结构对飞行器表面流体分离控制以及超燃发动机燃料混合等具有重要作用。基于大涡模拟(LES)方法和高阶TCD/WENO混合格式,对来流马赫数Ma=4,平板上侧向射流的流场结构特性进行了数值模拟。模拟结果表明,流场内的主要波系由弓形激波、分离诱导的激波以及桶形激波组成,这与相关实验结果相符。同时,计算结果还清晰显示了射流与主流相互作用下,射流上游的分离区流动呈现高度瞬态特性,分离区内旋涡结构不断变化,数目由2个到4个再到6个不断发展,平板表面流线复杂。射流尾涡摆动,涡管上扬,呈现非定常特性。     

《航空学报》第25卷2004年主题索引

流体力学、飞行力学与发动机设计状态下压气机转子叶尖泄漏涡流动研究 (论文 )于宏军 ,刘宝杰 ,刘火星 ,蒋浩康 ( 1 )……………近失速状态下压气机转子叶尖旋涡流动研究 (论文 )于宏军 ,刘宝杰 ,刘火星 ,蒋浩康 ( 9)……………绕飞慢自旋小天体的航天器运动分析 (论文 )崔祜涛 ,史雪岩 ,崔平远 ,栾恩杰 ( 1 6)……………………飞行员抗荷系统动态特性数学模型 (论文 )蒋　凡 ,杨春信 ( 97)…………………………………………一种新的控制系统H∞/LTR设计方法 (论文 )杨　刚 ,孙健国 ( 1 0 4 )……………………………………超音速来流中侧…     

“流动分离与流动控制”专栏引言

正流动分离与旋涡是流体流动的"肌腱",普遍存在于飞行器内外流动之中,影响飞行器的性能。控制流动分离与旋涡运动是高性能飞行器设计的不懈追求,三角翼与分离涡流型是空气动力学领域高效利用旋涡的卓越代表。近十余年来,主动流动控制技术由于"四两拨千斤"的前景,日益成为当前流体力学和航空航天研究的前沿和热点。2009年美国航空航天学会将主动流动控制列为21世纪十项航空航天前沿技术的第5项;我国空气动力学专家庄逢甘院士也曾指出,21世纪的空气动力学将首先在流动控制领域取     

不同攻角下端壁射流旋涡控制扩压叶栅分离流动研究

为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响,采用数值模拟的方法,对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离,零攻角下出口总压损失降低了8.9%;随着攻角的上升,射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著;射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移,并将主流流体卷入角区,角区流体动量增加、流动分离减弱,但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大;射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度,对射流控制栅内流动分离效果有重大影响,需合理选择。     

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。     

2DPIV视场布置方案研究

针对大迎角旋涡三维分离流动空间速度场的测量,介绍了一种能够减小2DPIV实验透视误差的视场布置方案,并将该方案应用于大迎角前体非对称涡流动二涡区截面流场的研究中,比较SPIV和2DPIV同步测量结果的差异。实验结果表明,该视场布置方案能够将2DPIV所摄截面旋涡区速度分量u、v的透视误差由原来的14%、18%减小至5%以内(相对于来流风速V∞)。该视场布置方案可将2DPIV测量旋涡涡心的位置误差控制在流场结构空间分辨率的范围之内。     

MVG控制斜激波/湍流边界层干涉的大涡模拟

采用浸没边界法(IBM)对带有微型涡发生器(MVG)控制器的激波/湍流边界层干涉流动进行了大涡模拟(LES)。以来流马赫数为2.3的斜激波(由平板上方8°楔产生)为基本流动入射平板湍流边界层,通过在干涉区前布置MVG阵列来控制激波诱导的边界层分离。采用浸没边界法处理MVG的复杂几何,分析了MVG尾迹区平均流速度剖面,雷诺应力,瞬态旋涡结构。结果表明:时均流场显示MVG尾迹区存在一对对转的主流向涡,流向涡加剧了边界内的动量交换从而增加了边界层抗分离能力,而瞬态流场则反映出MVG尾迹区的剪切层由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性会卷起为一列展向旋涡。     

第八届全国空气弹性学术交流会征文

中国空气动力学会空气弹性专业委员会拟于 2 0 0 3年 8月在辽宁沈阳或大连地区 (暂定 )召开第八届全国空气弹性学术交流会。会议征稿范围 :( 1 )亚、跨、超音速非定常气动力理论和方法 ;( 2 )气动弹性力学的理论分析及试验技术 ;( 3)气动噪声分析和降噪方法 ;( 4 )工程实际中的气动弹性及气动伺服弹性稳定性分析 ;( 5 )结构在阵风载荷作用下的动响应及其减缓技术 ;( 6)弹性结构气动载荷分布与变形 ;( 7)气动弹性与控制系统的相互影响及一体化设计技术 ;( 8)其他相关研究。投稿者请在 4月 1 5日以前寄送 5 0 0字左右摘要 ,如被录用 ,在 6月 3…     

亚音速机翼和机身大迎角下非线性气动载荷的两种计算方法

本文计算无粘亚音速流中任意平面形状薄翼和旋转体机身在大迎角下计入气流分离时的定常非线性气动载荷。采用两种方法:(1)定常流的松弛法;(2)陡然起动流的时间相依法。方法(1)对旋涡强度和自由涡的位置进行松弛迭代,取得了收敛的结果。方法(2)计算机翼陡然起动后一系列时刻的旋涡强度和自由涡的位置,直到结果趋近于常数解。亚音速流的压缩性效应是假设小扰动计算的。两种方法计算的结果很接近,和可以找到的实验数据也很接近。     

1990年动力学会将召开的专业学术会议

1.第五届航空发动机结构强度振动学术讨论会 (属于发动机结构强度振动专业委员会两年一度的学术会议 )时间 :5月 ,预计规模 :1 2 0人 ,地点 :南昌 ,筹办单位 :6 0 8所 ,负责人 :郭　瑛2 .第五届发动机自动控制学术讨论会 (属于发动机自控专业委员会两年一度的学术会议 )时间 :5月 ,预计规模 :1 0 0人 ,地点 :无锡 ,筹办单位 :6 1 4所 ,负责人 :苏柏年3.第七届燃烧及传热学术讨论会 (属于燃烧及传热传质专业委员会两年一度的学术会议 )时间 :1 0月 ,预计规模 :1 2 0人 ,地点 :巫山县 ,筹办单位 :北航 ,负责人 :张斌金征文截止日期 :7月 1 5日…     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part II 攻角影响

为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明：在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。     

国际会议动态

第1届复合材料科学和技术国际会议(FirstInternationalConferenceonCompositeScienceandTechnology)将于1996年6月18日—20日在南非共和国德班(Durban,SouthAfrica)举行。会议讨论内容涉及复合材料,及其结构和它的制造等有关方面,特别欢迎复合材料的基础应用(IntrastructuralUse)。数字建模、复合材料设计、工艺以及实验研究方面的论文。征文通知要求于1995年11月15日前提交2份300个词的摘要,1995年12月15日前将发出录取论文的通知,1996年2月29日前作者应提交6页纸的论文全文。会议组织者的地址为:ProfessorSAdali/Prof.VEVerijenko…     

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

合成射流微扰动对后台阶湍流分离流动控制的实验研究

后台阶流动是流体力学中一个经典的研究课题,代表着工程中一类横截面突扩的钝体绕流问题。后台阶流动分离会导致一些不利的影响,如高速旋涡的形成、流动损失、压力脉动以及气动噪声等。基于阵列式合成射流激励器对二维矩形后台阶湍流分离再附流动控制进行了研究,综合应用表面测压、七孔探针、粒子图像测速仪(PIV)和热线等多种实验手段,获取了后台阶的表面压力分布和非定常流场结构。结果表明:利用在台阶前缘形成的合成射流微扰动可使无量纲再附点长度降低25%,合成射流控制使得沿台阶下游的湍动能和雷诺应力增强,提高了台阶下游流场的混合效率。热线结果表明,频率是后台阶分离流动控制的重要参数,当频率为260 Hz,扰动频率与剪切层涡脱落频率之比为1.32时,合成射流控制可使位于1/2倍频的剪切层能量增强,仅需消耗较小的能量即可实现流动控制的目的。     

第五届国际“可靠性、维修性、安全性”会议(ICRMS''''2001)征文

由中国航空学会、中国仪器仪表学会、中国电子学会、中国宇航学会、中国机械工程学会、中国兵工学会、中国现场统计学会联合召开的第五届国际可靠性、维修性会议 (ICRMS2 0 0 0 1 )将于 2 0 0 1年 9月在大连举行 ,现在开始征文。一、征文范围 :软件可靠性的管理、设计、建模、试验等理论和应用研究 ;网络 (系统、设备 )可靠性、维修性、安全性理论和应用研究 ;可靠性、维修性和安全性试验 ;企业、工程项目可信性管理 ;可靠性、维修性、安全性保障性理论和模型研究 ;可靠性、维修性、安全性和保障性技术计算机辅助分析 ;人因可靠性 ;故障诊…     

不同攻角下双孔射流旋涡发生器对高速扩压叶栅端区流动的影响

为了探究不同攻角下单孔以及双孔射流旋涡发生器(VGJs)对高速扩压叶栅气动性能的影响和作用机理,采用数值模拟的方法对栅内气动性能参数以及端区流动分布进行了较为详细的分析。数值结果表明:单孔以及同向双孔射流均具有较好的变攻角特性,随着攻角的增加控制效果先显著增加然后略微降低,在2°攻角条件下,VGJs使得总压损失降低最为明显,单孔射流达到11.0%。反向双孔射流的控制效果较差,在-4°攻角条件下甚至出现了3.9%的总压损失增长。采用射流旋涡发生器,射流旋涡(JV)将通道涡分成两部分,靠近吸力面的次生通道涡(PVⅡ)很快汇入角区,端壁展向涡(SV)消失,吸力面分离被推迟,但吸力面上的展向运动显著增强,叶栅通道内的二次流动得到有效控制。