涡流发生器研制及其对边界层的影响研究

本文主要介绍了涡流发生器的机理和用途，涡流发生器研制和使用的一些重要参数，并进行了分析和验证。通过风洞试验段侧壁边界层和马赫数分布测量及半模型试验，证明该涡流发生器的研制是成功的。在风洞试验段侧壁安装涡流发生器情况下，在马赫数０．４至０．９范围，使涡流发生器下游８８０ｍｍ处侧壁上的边界层约减薄了７１％，而且对流场均匀度没有影响，并使半模试验有所改善。     

涡流发生器控制喷水推进器进水管流动分离的数值研究

为抑制某型喷水推进平入口进水管低进速比下管内流动分离,提升喷射泵来流的品质,应用涡流发生器（VG）流动控制技术,在进水管内部以及入口前的船底加装涡流发生器。采用雷诺时均模型和SST-kω湍流模型数值模拟进水管内流场,从流动分离、涡系分布和整体性能等方面分析了不同位置VG对进水管流场特性的影响,揭示了VG抑制进水管流动分离的控制机理。结果表明,VG产生流向涡驱动主流与斜坡侧边界层低能流体进行动量交换,增加边界层内的流向动量,从而抑制进水管斜坡侧的流动分离。流向涡在分离区内会发生方向偏移导致进水管内流场不对称。VG在进水管内产生的流向涡强度以及自身附加损失都会影响其控制效果。通过优选VG安装位置,进水管出口的不均匀度系数从0.406下降至0.318,旋流度从3.23°下降至2.14°,出口总压畸变减小,整体效率得到有效提升。     

增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究

 针对数值模拟带微型涡流发生器(VG)的增升装置绕流过程中出现的典型问题,研究相应解决途径.引入面搭接网格技术,避免传统结构网格方法造成的网格数量过大问题;在微型涡流发生器网格上采用特殊边界条件处理以分别对应有/无涡流发生器的状态,排除网格变动对计算结果造成的干扰;研发出了面搭接网格生成技术与特殊边界处理方法结合的求解加装微型涡流发生器的增升装置流动数值模拟方法.研究结果表明:该方法在处理增升装置这类复杂外形、复杂流动问题以及加装涡流发生器的流动控制问题时,具有良好的数值计算精度,能够满足研究需要,为开展涡流发生器精细设计和参数优化的数值模拟研究提供了可靠的技术途径.     

凹型面埋入式涡流发生器控制分离流

本文介绍了一种新型的凹型面埋入式涡流发生器的工作机理。并介绍在一个小宽高比二元单边凹壁亚声扩压壁前段出现气流分离,角落区域有倒流的情况下,采用适当几何参数的该型式涡流发生器大大减小分离区的范围,从而提高了扩压器静压恢复系数和减小总压损失系数的试验结果。     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。      

数值涡流发生器技术在平板绕流数值模拟中的应用研究

本文将数值源项模型应用于叶片式涡流发生器的数值模拟中,以叶片在当地流场中产生的升力作为源项,该源项由叶片的坐标位置、安装方向、高度等参数根据Plandd升力理论确定。数值模拟中,叶片位于平板上,其高度约为当地边界层厚度的1／6。在相同计算条件下,对比分析采用该源项模型数值模拟结果和相关资料的对应数据,证明采用本文源项模型可以得到与资料采用全网格以及采用其涡流发生器模型基本一致的诱导速度场。     

控制大后掠角机翼边界层分离的涡流发生器数值模拟

针对安装在大后掠角机翼上的涡流发生器控制流动分离的问题,采用雷诺平均纳维 斯托克斯 (RANS) 方程以及剪切应力传输 (SST) 湍流模型,通过搭接网格技术,对带有涡流发生器 (VG) 的大后掠角机翼进行数值模拟,分析VG的安装位置对大后掠角机翼边界层分离的控制机理及气动特性影响。研究发现VG的作用仅仅在其周边边界层内部区域,影响范围小,在弦线方向安装VG存在最佳布置位置。VG必须安装在靠近气流将要分离的高能量区域,才能有效的抑制气流分离,达到增升减阻的效果。     

涡流发生器在二元亚音扩压器角落流动控制中的应用

本文介绍了在最佳扩压规律的二元单边凹壁亚音扩压壁面上气流接近于分离,而角落区域气流有倒流的情况下,采用适当结构参数的叶片式涡流发生器消除角落区域气流分离和改善扩压壁面流动以达到提高扩压器压力恢复系数,减小出口截面流场畸变和动态总压脉动的试验研究结果.文章分析了叶片式涡流发生器主要结构参数对扩压器性能的影响.     

叶片通道内涡流发生器变工况适应性

横向二次流是制约叶轮机气动负荷进一步提升的主要因素。在叶片通道内施加涡流发生器有抑制通道横向二次流的潜力,但涡流发生器的最优施加方案很难确定。基于涡流发生器经验统计模型(BAYC模型)和响应面方法建立了一种端壁涡流发生器的高效设计方法。基于这一方法,实施于NACA 65直列叶栅,得到了三种涡流发生器优化方案,并在设计工况下和非设计工况下讨论了涡流发生器对端壁横向二次流的控制机理,发现具有更大的涡流发生器高度和更多的涡流发生器数量的方案在面对大攻角下的强横向二次流情况时能够有更强的余力对横向二次流加以控制,大大扩展了叶栅的攻角适用范围。      

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%.      

激波/边界层干扰及微型涡流发生器控制研究进展

激波/边界层干扰是一种发生在超声速/高超声速流动中的普遍现象。该现象将引起分离、流场结构振荡、局部高热通量和压力载荷。主要总结了近十年来激波/边界层干扰特性与微型涡流发生器及其组合体在流动控制中的最新进展。微型涡流发生器是目前研究最多、应用最广泛的控制方法,其流动机理和控制特性被大量挖掘。为了适应来流条件的变化、满足实际工况的需要,应开发定量评估和参数化设计方法。同时,应探索微型涡流发生器与其他控制方法的组合,实现更大程度、更广范围流场的控制。     

Experimental investigation of flow and distortion mitigation by mechanical vortex generators in a coupled serpentine inlet-turbofan engine system

The performance of compact,aggressive ducts in advanced propulsion systems is limited by the internal flow separation coupled with the formation of secondary counter-rotating vortices that give rise to intensive flow distortions at the duct exit.An experimental investigation was conducted to study the flow field and passive suppression of flow separation and Aerodynamic Interface Plane (AIP) distortion in a serpentine air inlet duct.Tests were performed by a turbofan engine at several Engine Ope...     

飞机近场尾涡特性数值模拟研究

对飞机近场尾涡参数进行定量分析是研究尾涡运动、消散规律的基础,也是合理缩减空中交通尾流间隔的重要理论依据.采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,数值模拟了B757-200飞机的近场尾涡特性,并对飞机尾涡参数进行了相关计算.结果表明:在飞机尾涡的近场区域初始尾涡位置与飞机迎角无关;涡核间距随流向距离的增加线性减小;尾涡切向速度的最大值随流向距离的增加呈指数规律递减;涡核半径约为机翼展长的5％ ～ 10％.     

漩涡发生器对燃油喷嘴的雾化性能影响的数值研究

为了探讨漩涡发生器(简称V.G)对燃油喷嘴雾化性能的影响,利用Gambit分别建立了原型喷嘴、加装2个漩涡发生器和加装4个漩涡发生器喷嘴的模型,并利用FLUENT软件进行了数值模拟,得到了三种模型的出口流场分布图。计算结果表明:在相同燃油压力下,加装漩涡发生器可以加快射流的混合速度,其中加装4个漩涡发生器的喷嘴的加速掺混能力最高,加装2个的其次,但仍比"原型"的情况有明显的改善;当燃油压力改变时,掺混能力会随着燃油压力的提高而提高。     

Hyshot超燃冲压发动机的CFD数值模拟

以Hyshot超燃冲压发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了CFD数值模拟.冷流模拟计算得到的壁面压力与试验结果吻合良好,且数值计算压力分布对采用的湍流流动模型不敏感;但是采用不同的湍流流动模型计算的湍流参数(湍动能和耗散率)差别很大,会对氢气燃料与气流的掺混产生重要影响,进而影响燃烧模拟结果.采用SST(shear stress transport)k-ω湍流流动模型和EDM(eddy dissipation model)湍流燃烧模型得到的模拟结果与试验结果基本吻合,但是计算压力峰值略靠后.对8个不同氢气燃料喷射角度的工况进行数值模拟结果表明喷射角度为99°和114°时燃料和空气混合最好、燃烧效率可达到最高.     

波瓣混合器涡系结构及射流掺混机理的数值研究

借助流体力学软件ANSYS CFX,对波瓣混合器射流掺混流场进行了全三维定常数值模拟,研究了流场中各涡系结构的形成机理及发展过程,并详细探讨了其加速射流掺混过程的作用机制.结果表明:基于SST(shear stress transport)模型的封闭N-S方程能较好地模拟波瓣混合器射流掺混过程,波瓣特殊几何外形诱导产生的流向涡主要通过扭曲内外涵交界面的间接方式加速射流掺混过程,波瓣下游剪切层中K-H(Kelvin-Helmholtz)不稳定性发展而成的正交涡是直接加速射流掺混的关键因素,波谷附近二次流之间的相互作用所产生的通道涡对该区域内的射流掺混有明显的加速作用,受波瓣前缘切割的边界层在径向压力梯度作用下沿波瓣表面卷起而形成的马蹄涡对射流掺混的影响不是特别明显.      

加力燃烧室流场形态与振荡燃烧数值模拟

利用数值方法对发动机加力燃烧室内的流场形态和振荡燃烧进行模拟,获得流场平均参数及涡系结构,观察到燃烧室内火焰稳定器唇口附近剪切涡对选择模型的敏感性,发现火焰稳定器后的涡脱落和回流区的周期性变化是引起加力"蜂鸣"现象和振荡燃烧的重要因素,证明了Rayleigh准则在研究此类问题时的适用性.