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不同构型的微型涡流发生器对提高进气道/隔离段性能所产生的效果不同.采用数值模拟方法研究来流马赫数为2.0条件下,五种叶片式微型涡流发生器对流场边界层的流动控制特性.结果表明:带有一定前缘高度的叶片式微型涡流发生器可产生更强的流向涡,总压畸变和马赫数畸变较小,流场出流质量更佳,但同时带来较大的总压损失;微型涡流发生器的前缘厚度对流场性能提升无明显帮助,反而会增大总压损失;无前缘高度的微型涡流发生器能在引入较小总压损失的情况下,使隔离段拥有较强的抗反压能力,同时有效增大壁面摩擦系数,提高边界层对抗分离的能力. 相似文献
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一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4~0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。 相似文献
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为了改善高超声速飞行器前体压缩面边界层速度型的饱满程度,降低进气道壁面流动分离的潜在风险,提出了基于阵列微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混方法。采用数值模拟方法研究了涡流发生器在来流马赫数7状态下的流动特性,揭示了主要流动控制机理,并分析了安装角对掺混效果的影响规律。研究结果表明:微型叶片式涡流发生器可对近壁气流产生一定扰动,形成局部大侧滑角、低压区域,掺混的主要机理在于叶片两侧分别形成扫掠激波、膨胀波,诱导近壁流体向叶片方向偏转,形成局部横向迁移,进而与主流产生掺混效应;负安装角的涡流发生器的扰动能力最强,但总压损失也最大;正安装角时涡流发生器的扰动能力随安装角的增大而增大;相比于无控制状态,所有叶片式涡流发生器均可降低边界层形状因子,安装角15°时的边界层形状因子最小,边界层速度型最为饱满,说明该状态下壁面流动具有较优的抗逆压分离能力。 相似文献
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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... 相似文献
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大厚度翼型风洞试验的侧壁干扰严重,需对侧壁边界层进行控制。本文首次使用被动式涡流发生器(VG)对大厚度翼型 FX77-W-400 的侧壁干扰效应进行控制,提出两种基于 VG 的侧壁干扰控制构型:侧壁 VG和翼面 VG,研究 VG 安装位置对翼型气动性能以及压力场细节的影响;使用本征正交分解(POD)技术对翼型表面压力场结构进行研究。结果表明:本文使用的被动式 VG 可对侧壁干扰进行有效控制;侧壁 VG 和翼面 VG对翼型表面的吸力峰值有影响,在本文研究范围内,升力系数和吸力峰值之间存在显著的线性相关性;本文使用的侧壁干扰控制形式保持了基准翼型表面流动的主要结构。 相似文献
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二元风洞侧壁边界层引发的展向不均匀性 总被引:2,自引:0,他引:2
本文分析了二元风洞试验段中的侧壁边界层引起的流动展向不均匀性。在理论上找到了展向速度分布函数,从而为定量处理展向不均匀性提供了依据。最后,结合侧壁抽吸简单谈了展向不均匀性效应的控制问题。 相似文献
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采用基于k-ω湍流模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程方法,研究了叶片式涡流发生器(VG)对于马赫数Ma∞=2.9时24°压缩拐角边界层分离的控制作用。计算结果表明:叶片式涡流发生器诱发的流向涡,是控制拐角处边界层分离的主要因素,流向涡强度越大控制效果越好。流向涡增大了主流与边界层内的动量输运,沿壁面法向速度型更加饱满,并使得压缩拐角处的二维分离转变为三维分离,改变了激波边界层干扰的结构,分离区长度减小了39.68%。相比于相向旋转,同向旋转叶片式涡流发生器改善了分离区内的压力分布,分离区总长度减小量相当,但分离点距转折点处的长度更短,且系统阻力增量更小。对于相向旋转叶片式涡流发生器,后缘高度增大,分离区总长度减小,系统阻力增量先减小后增大;相向旋转叶片间距越大,分离区总长度越小,系统阻力增量越大;同向旋转叶片间距越大,分离区总长度越大,系统阻力增量越小。高度对叶片式涡流发生器诱发的流向涡强度起主要作用,异向与同向叶片间距的影响较小。 相似文献
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孙一峰杨士普 《民用飞机设计与研究》2012,(1):3-5,16
首先回顾了短舱涡流发生器在民机研制中的应用及发展历程,然后结合民用飞机研发实践,借助于CFD工具初步计算并着重分析了短舱涡流发生器的流动控制机理。结果分析表明合理设计的短舱涡流发生器能够产生能量较强的集中涡,在分离敏感的短舱后翼面区域产生下洗流场并为边界层注入能量,降低短舱后气流的当地有效迎角,延缓由于"挂架涡"提前破裂而导致的大面积分离,从而能够改善失速区形态。 相似文献
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由于工艺性、维护性等要求,复合材料结构梁腹板中不可避免需开孔,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔进行剪切载荷下屈曲试验研究,得到屈曲载荷和破坏载荷,对比不同开孔对结构承载的影响,并通过有限元进行数值模拟分析,屈曲载荷和试验基本吻合。同时试验得到复合材料结构有较强的后屈曲承载能力。 相似文献
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何周理何林锋李萍 《民用飞机设计与研究》2016,(1):14
APU是安装在民用飞机上的辅助动力装置,是飞机上重要的部件,因此必须考虑APU 转子爆破时小碎片对飞机安全的影响。通过有限元软件LS-DYNA,分别模拟了APU 转子爆破时小碎片对APU 防火墙以及3种不同厚度加强板的冲击计算。根据数值计算结果,选择合适的加强板方案,既能防止防火墙碰撞区被小碎片击穿,同时付出的重量代价又较小。通过对APU 防火墙增加加强板,确保APU 转子爆破时飞机的安全
性,满足AC20-128A 的设计要求。 相似文献
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通过对其自主稳定回路及间隙描述函数频率特性的分析,对间隙装配调试及检测技术提出改进措施,并设计了测隙装置,完善了装配工艺. 相似文献
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转位机构转动速率平稳性是影响速率偏频激光IMU初始对准精度的重要因素。从速率偏频激光IMU的工作原理和结构特点出发,理论分析了转位机构转动速率平稳性和初始对准航向角精度的关系,初始对准航向角误差和转位机构的转速相对误差呈三角函数关系,和转位机构的转速呈反比,转位机构的转速越大,转速不平稳导致的影响越小。提出了高精度速率偏频激光IMU的转速平稳性要求:要达到高精度的初始对准航向角,转位机构的转速相对误差需要控制在0.005以内,转速控制在18(°)/s以上。通过仿真分析和速率偏频激光IMU进行了试验验证,结果表明同等情况下,满足转速平稳性要求的速率偏频激光IMU的初始对准航向角误差带相对于不满足要求的减少了10",这对进一步提高速率偏频激光IMU的初始对准精度具有重要的理论和工程实践意义。 相似文献
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运用有限元方法及大型有限元软件包Ansys,提出利用三个指标定量评价机翼的安全性,即应力位移的条件、关键点的安全系数、机翼载荷失效过程稳定安全度。并通过空客A320实例验证这种做法的有效性。计算结果表明,机翼总体上满足安全稳定要求,机翼发生失效的最危险的部位是机翼的根部,在循环疲劳载荷作用下,应注意机翼的根部及机翼的关键点上。 相似文献
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在相贯线的求解过程中,利用作截平面,求截交线的方法,精确地求出相贯线上的某些特殊点,并给出了计算机绘制相贯线的参数方程。 相似文献