舰船空气尾流场特性研究

舰船空气尾流场是舰载直升机在非航空型舰船上起降或者在这类舰船附近作业时的主要环境条件，是危及舰载直升机飞行安全的主要因素之一。现以机－舰动态干扰为研究目的。通过各种试验结果的相互比较，验证，综合分析了舰船空气尾流场特性。着重研究了尾流场中涡流区的及变化规律，下洗速度的大小、下洗范围及变化规律，为机－舰动态配合的试验提供了可靠的依据，另外，还结合飞行实践简要地分析了直升机进入尾流场后的反应。     

直升机载舰空气尾流特性试验方法

舰船空气尾流场对直升机舰上起降安全有很大影响。因此，舰船空气尾流特性研究是机－舰动态配合研究的重要组成部分。笔者介绍了舰船空气尾流场风洞试验、流谱试验和地面模拟试验的方法及部分试验结果，其中的地面模拟试验及热线风速仪在外场条件下的应用是首次进行。     

风-浪-舰耦合对舰船尾流场及直升机气动的影响

为研究波浪和舰船运动对高海况下舰载直升机起降的影响，建立了一套耦合风-浪-舰和直升机的多相流数值模拟方法。使用动态流体作用模拟舰船运动，采用动量源方法模拟直升机旋翼，对3～6级海况下ONRT舰船摇荡运动时的尾流场非定常气动特性进行了研究，并计算了UH-60A直升机旋翼气动载荷的时间历程。研究表明：6级海况下流场速度分量和旋翼气动载荷的波动达到5级海况的2倍，而3～5级海况之间的差别较小；悬停跟进时直升机不断出没于舰船运动导致的尾流中速度和涡量不同的区域，使得旋翼气动载荷有极强的非定常特性；在6级海况下，旋翼拉力与波浪-舰船耦合运动同周期的波动达到20%,并伴随着穿越尾流剪切层时产生的5～10 Hz的小扰动。     

七叶大侧斜螺旋桨空泡特性及梢涡演化数值模拟研究

为研究七叶大侧斜螺旋桨尾流场及梢涡特性,本文基于DDES（延迟分离涡方法）建立了螺旋桨空化流场数值预报模型。为验证所建立数值模型的准确性,进行了多套不同尺度网格的不确定性分析,同时将非定常流动中螺旋桨（VP1304）螺旋桨空泡及梢涡特性计算结果与试验结果进行了对比。随后基于该模型对七叶大侧斜螺旋桨的尾流场及梢涡特性进行了数值分析。计算结果表明：结本文所建立数值模型精度较高,可以准确地捕捉到梢涡空泡及梢涡尾流场特性;同时DDES方法相比RANS方法在对复杂湍流流动的捕捉能力更强,更适用于螺旋桨梢涡捕捉;尾流场网格加密对尾流场模拟及准确捕捉梢涡十分重要,但对螺旋桨水动力性能影响不大;尾流区域的轴向速度场可以分为加速流动区和自由流动区,进速系数越小,自由流动区与加速流动区之间的界限向外扩张越明显;E1619桨在重载工况有明显的梢涡空泡产生,而轻载工况空泡面积较小且无梢涡空泡发生;梢涡在向下游发展过程中会发生相互融合,进速系数越大,融合发生的越晚,梢涡强度也越小;七叶大侧斜螺旋桨在尾流区域会产生一个分支涡,分支涡起始于吸力弯曲面下缘,且与梢涡呈一定的夹角,进速系数越大,夹角越小。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

舰船空气流场数值模拟方法研究

分离涡数值模拟方法(DES)在物面附近求解雷诺平均Navier-Stokes方程,在其他区域采用大涡模拟方法,兼具前者计算量小的优点和后者能模拟大分离湍流流动、计算精度高的优势。论文分别采用RANS和DES方法对舰船空气流场进行数值模拟,通过所得流场结果与实测数据的对比分析,说明DES方法对大分离流动具有更强的模拟能力,更加适用于舰船空气流场预报。     

垂直交叉双圆柱绕流强迫振动数值模拟

采用虚拟体法数值模拟了平面单圆柱绕流强迫振动,以及空间垂直交叉双圆柱绕流下游圆柱强迫振动流场。验证了单圆柱强迫振动中的锁定状态以及相位突变现象,从而证实了该数值方法模拟振动流场的可靠性。研究了在雷诺数Re=150、间距为5倍圆柱直径、下游圆柱按正弦曲线振动时,对尾流场的影响。下游圆柱两端尾流场在振动的作用下,涡的横向间距增大,而中心尾流场由于受上游圆柱尾流的影响而保持原先的状态。下游圆柱在锁定区的振动使尾流场变得稳定,表现在流向二次涡结构的减少,以及尾流场的速度场频谱趋向单一化。     

不同舵翼操纵面形式的水动力及艇后流场特性数值模拟研究

为研究共翼型舵和非共翼型舵两种操纵面形式的艇后流场特性及螺旋桨推进特性,基于SST(Menter)湍流模型建立了SUBOFF标准潜艇模型尾流场数值预报模型。经试验结果验证,所建立数值模型进行潜艇尾流场及螺旋桨推进性能预报具有较高精度。将SUBOFF潜艇模型的水平舵改进为共翼型舵及非共翼型舵,对艇后流场及水动力性能进行了预报。数值结果表明：在舵角小于10°时,共翼型舵使潜艇的俯仰力矩和垂向力相对非共翼型舵提升20%以上;在舵角超过10°时,共翼型舵的水动力优势随着舵角增大而减小。尾部流场预报显示：共翼型舵在小舵角时可以有效的消除舵翼结合处的涡流,同时共翼型舵可以有效的降低桨盘面伴流的不均匀性,对尾流品质的改善效果优于非共翼型舵。螺旋桨计算结果显示：共翼型舵螺旋桨推进系数在大部分舵角下都小于非共翼型舵,在舵角为20°时,共翼型舵相对非共翼型舵推力系数下降3.5%,扭矩系数下降2.4%;同时共翼型舵的桨盘面流场均匀度要优于非共翼型舵,舵角为5°时,共翼型舵桨盘面处流场不均匀度相对于非共翼型舵要降低7.1%,舵角为25°时则降低25.1%。     

水下固体发动机尾流场数值仿真

基于轴对称非定常可压缩N-S方程和VOF两相流模型,对水下固体发动机尾流场进行了数值仿真。结果较好地预示了尾流场燃气泡生长过程,得到了水下发动机工作初期尾流场形态及其演化过程。对发动机在水下和地面两种工况下的性能进行了对比。     

基于LDV技术的螺旋桨尾涡测试

对螺旋桨尾流场LDV（Laser Doppler Velocimeter）测试数据进行了详细的分析,比较了均匀来流下螺旋桨尾流中两个横断面上的流动信息,以及同一横断面上不同半径处轴向、径向速度沿周向的分布,试验数据不仅显示了尾流场宏观流动现象,而且也清晰的显示了诸如在周向仅有8°跨越的速度突变等微观流动信息,数据分析显示试验结果与理论分析比较吻合。试验所获得的定量信息可以为尾流场复杂流动现象的揭示、螺旋桨非定常性能的预报以及螺旋桨设计提供参考。     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

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。     

Euler方程与边界层积分方程耦合求解跨音速翼型绕流

 应用Euler方程求解跨音速翼型特性时考虑了粘性影响,粘性影响是通过边界层动量和能量积分方程求解的,即粘流/无粘流迭代方法。其中Euler方程采用LU-ADI方法求解;边界层方程均由正解法过渡到反解法,以解决强激波干扰区出现小分离泡的计算问题。计算中使用了贴体C网格,通过一定变换使其保持基本正交。计算结果表明,压力分布、摩阻系数分布与实验结果符合较好。     

High-speed unsteady flows past two-body configurations

This paper presents a detailed investigation of unsteady supersonic flows around a typical two-body configuration, which consists of a capsule and a canopy. The cases with different trailing distances between the capsule and canopy are simulated. The objective of this study is to examine the detailed effects of trailing distance on the flow fields and analyze the flow physics of the different flow modes around the parachute-like two-body model. The computational results show unsteady pulsating flow fields in the small trailing distance cases and are in reasonable agreement with the experimental data. As the trailing distance increases, this unsteady flow mode takes different forms along with the wake/shock and shock/shock interactions, and then gradually fades away and transits to oscillate mode, which is very different from the former. As the trailing distance keeps increasing, only the capsule wake/canopy shock interaction is present in the flow field around the two-body model, which reveals that the unsteady capsule shock/canopy shock interaction is a key mechanism for the pulsation mode.     

微纳米尺度流动实验研究的问题与进展

微纳米实验流体力学研究的流动特征尺度在1mm～1nm范围,处于宏观流动到分子运动的过渡区。连续介质力学与量子力学这两个经典理论的衔接,提出了诸如连续性假设适用性、边界滑移等基本理论问题。同时从微纳米尺度研究界面处液/固/气的耦合,化学、电学性质对流动的影响值得关注。微纳米实验测量仪器融入了力、电等测量手段,要求测量空间精度达到nm量级,力的测量精度达到pN,时间分辨率达到ns。本文围绕连续性假设适用性、边界滑移、微纳米粒子布朗运动及微尺度涡旋测量等问题,介绍了 Micro/Nano PIV、示踪粒子流场显示等技术应用于微纳流场观测的进展与难点。目前微纳米流动测量仍然沿着经典流体力学测量“小型化”的思路开展,而纳尺度的测量期待着新的实验方法与技术的提出。     

压气机内有效滞止压力概念及其应用探索

提出了有效滞止压力的概念来综合考虑流体微团速率与方向对其做功能力的影响,并结合风扇/压气机内部流动的设计要求,从工程应用层面给出了有效滞止压力和压差系数的定义.初步结果表明,有效滞止压力的应用可以更好地反映流动方向对叶轮机非定常流场的影响,并使得流场性能参数对流场质量的变化更敏感,对于合理分析非定常流场是有益的.      

A Structured Mesh Euler and Interactive Boundary Layer Method for Wing/Body Configurations

To compute transonic flows over a complex 3D aircraft configuration, a viscous/inviscid interaction method is developed by coupling an integral boundary-layer solver with an Eluer solver in a ＂semi-inverse＂ manner. For the turbulent boundary-layer, an integral method using Green＇s lag equation is coupled with the outer inviscid flow. A blowing velocity approach is used to simulate the displacement effects of the boundary layer. To predict the aerodynamic drag, it is developed a numerical technique called far-field method that is based on the momentum theorem, in which the total drag is divided into three component drags, i.e. viscous, induced and wave-formed. Consequently, it can provide more physical insight into the drag sources than the often-used surface integral technique. The drag decomposition can be achieved with help of the second law of thermodynamics, which implies that entropy increases and total pressure decreases only across shock wave along a streamline of an inviscid non-isentropic flow. This method has been applied to the DLR-F4 wing/body configuration showing results in good agreement with the wind tunnel data.     

动静叶相互干扰非定常流动特性的数值研究

本文对动静叶相互干扰的非定常流动特性进行了数值研究。研究内容主要涉及两个特定的方面：一方面对叶型优化前后在动静叶干扰的非定常流动条件下的性能进行比较，另一方面对非设计工况有大分离流动的动静叶干扰的特殊性进行研究。     

跨音速粘流的计算

 概述了一种采用粘流/无粘流相互作用原理计算跨音速粘流的方法。采用熵修正激波算子计及跨越激波时的熵增,形成的非等熵位势方法可比传统的位势方法更准确地计算无粘流动。提出了一种流向速度型,结合其它辅助关系式导出了三维湍流边界层积分方程反方法。用此方法可求得粘流解。利用半反耦合方式耦合了无粘流和粘流解。数值算例表明,计算结果与实验结果吻合;且对计算机的要求较低。     

合成双射流控制翼型分离流动的数值研究

合成双射流激励器是合成射流技术发展的最新成果,所形成的射流具有更高能量、流动更稳定的特点。采用数值模拟的方法,对比研究了合成射流与合成双射流对翼型分离流动的改善效果。结果表明:合成射流可以将翼型失速攻角提高2°、最大升力系数增加18%,合成双射流可以将翼型失速攻角提高4°、最大升力系数增加35%,证明了合成双射流具有更好的分离流动控制效果。另外着重分析了合成双射流工作频率和动量系数对控制效果的影响,发现当激励器工作频率为流场特征频率的1和2倍时,对翼型气动特性的改善效果最好,同时控制效果会随动量系数的增加而增大。