双三角翼前缘剖面形状对涡运动的影响

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,研究了前缘剖面形状对双三角翼涡运动的影响,分析了前缘剖面形状对三角翼、双三角翼涡运动影响的不同机理 :对三角翼,尖前缘可以形成组织最好的涡结构,但对于双三角翼,圆前缘生成的旋涡结构较靠近翼面,涡结构紧密,诱导能力较强,可以形成有利的涡涡干扰,使内翼涡通过剪切层向外翼涡输入涡量更加容易,合并涡变得更加稳定,推迟了涡破裂,而且由于涡较靠近翼面,因而可以产生较高的非线性涡升力,这同传统的认识是不一致的。     

Numerical investigations on the VFE-2 65-degree rounded leading edge delta wing using the unstructured DLR TAU-Code

The numerical simulation of the flow around a 65° delta wing configuration with rounded leading edges is presented. For the numerical simulation the DLR TAU-Code is used which is based on an unstructured hybrid mesh approach. Within this paper several numerical results are shown, solving the steady RANS equations by different turbulence models. The simulations are carried out within the RTO/AVT-113 task group focusing on experimental and numerical research on delta wing configurations with rounded leading edges. Within this paper the focus is related to the flow topology depending on the angle of attack as well as on Reynolds number effects. Finally the results are compared and verified by experimental data.     

一种前后缘连续变弯度翼型气动特性分析

提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。     

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。     

Detached-Eddy Simulation of the vortical flow field about the VFE-2 delta wing

The numerical simulation of the flow for the VFE-2 delta wing configuration with rounded leading edges is presented using the Cobalt Navier–Stokes solver. Cobalt uses a cell-centered unstructured hybrid mesh approach, and several numerical results are presented for the steady RANS equations as well as for the unsteady DES and DDES hybrid approaches. Within this paper the focus is related to the dual primary vortex flow topology, especially the sensitivity of the flow to angle of attack and Reynolds number effects. Reasonable results are obtained with both steady RANS and SA-DDES simulations. The results are compared and verified by experimental data, including surface pressure and pressure sensitive paint results, and recommendations for improving future simulations are made.     

单级轴流压气机与发动机吊架干涉的计算和优化研究

采用数值模拟方法,对单级低速轴流压气机与发动机吊架之间的干涉进行了计算分析。结果表明发动机吊架产生的扰动对转子通道内的流动具有较强的影响,使得转子叶片承受较大的非定常力的作用。提出了在吊架前缘引气的方法,可以消除吊架对转子的影响。      

Flow field design and experimental investigation of electrochemical machining on blisk

Flow field is a crucial factor to influence the stability and surface quality in the electrochemical machining (ECM) of blisks. A four-way flow mode was proposed to eliminate mixing regions of electrolyte at the leading and tailing edges. Two flow field models were described separately in this report: a W-shaped flow mode and a four-way flow mode. The flow field was analyzed through a finite element method. The results showed that, in comparison with the W-shaped flow mode, the distribution of electrolyte flow was more uniformed and the mixed region in the flow channel was improved. The pressure of the leading and tailing edges inlets was optimized, and optimal pressure of 0.6 MPa was determined. In addition, verification experiments were performed, and the results showed that the stability, efficiency, and quality of the profiles of the blisk blade manufactured by ECM were enhanced in the new flow mode.     

超音速、高超音速有攻角的三维薄翼非定常二次理论及其应用

 动导数对于飞行器的动态品质分析和控制系统的设计是必不可少的参数,它直接影响飞行器的动态特性。因此,国外自七十年代以来,无论在风洞实验、飞行试验,还是分析、计算等方面都作了很多工作,取得了较大的进展。 动导数计算说到底主要是非定常气动力计算问题,已有的线化理论不能满足需要,对考虑非线性效应的动导数计算方法的需求则日显迫切。二次理论是计算非线性效应的一种方法,它是由第二次叠代或物面偏角参数的二次展开法构成,主要非线性效应由二次方程算出。     

绕三角翼旋涡流动的数值模拟

本文通过高清晰度的Ｎ－Ｓ方程数值模拟对绕大后掠三角机翼的旋涡流动结构及旋涡破裂进行了研究,给出了机翼背风面上复杂的旋涡流动结构,绘制了流动横截面上的截面流线。算例的计算采用了隐式近似分解格式。     

基于体积力模型的大S弯进气道与风扇耦合计算研究

为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。     

基于拐点检测的椭圆弧叶型前后缘评定算法

叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。     

前缘剖面形状对80°／60°后掠双三角翼上涡流运动影响的数值模拟研究

采用上风高分辨率格式———通量差分分裂格式离散求解三维可压非定常薄层N S方程 ,数值模拟前缘剖面形状对 80°/60°后掠双三角翼上涡流运动的影响。计算模型包括尖前缘、菱形前缘、圆形前缘等三种不同前缘形状的机翼。计算结果表明 :三种不同剖面形状的前缘可以诱导产生不同的前缘分离 ,形成的各前缘剪切层的特点也不同。尖前缘机翼的边条翼涡和外翼涡合并点最靠前 ,其次为菱形前缘和圆形前缘的机翼。在大迎角情况下 ,三种机翼上的内翼涡发生破裂。圆形前缘机翼上的内翼涡破裂点比其它两种情况下破裂点的位置较靠前。涡的合并对二次涡的结构和特点也有显著的影响。     

鸭翼双三角翼流态及气动力特性研究

本文给出了鸭翼对双三角翼气动特性及涡的发展和破裂过程的影响，进而分析了鸭翼位置、平面形状对全机气动特性影响的机理，并提出了合理的鸭翼双三角翼布局形式。     

压气机叶片前缘形状的改进设计

本文使用数值模拟方法研究了压气机叶片前缘形状对叶片气动性能的影响。来流环绕圆弧形前缘表面发生过度膨胀形成吸力峰; 当来流湍流度和雷诺数较低时, 会导致前缘层流分离。虽然椭圆形前缘可以减弱吸力峰, 提高叶片气动性能, 但是椭圆形前缘加工困难, 费用较高, 有鉴于此, 本文设计了易于加工的新型前缘形状—带平台的圆弧形前缘, 它可以明显减弱吸力峰, 达到与椭圆形前缘 (a/b=2)相近的改善叶片气动性能的效果。      

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性。运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型（ROM）方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性。研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略。颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22％。发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致。     

动态三角翼的气动特性及参数影响分析

 给出了0°～90°范围内振荡三角翼的测力实验结果,并给出了不同前缘后掠角、振荡频率和转轴位置对三角翼法向力系数的影响,进而讨论了有关参数影响产生的机理。     

带副翼偏转的三角翼自由滚转运动数值模拟

 通过耦合求解非定常Euler/Navier-Stokes方程和单自由度滚转运动方程,对带副翼偏转的65°后掠角尖前缘三角翼WI1-SLE自由滚转运动进行了研究,Navier-Stokes方程的求解采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)。在多块结构网格上,应用基于弧长的无限插值理论(TFI)生成变形网格,实现副翼偏转,而三角翼的滚转运动则通过网格的整体旋转实现。结果表明:Euler方程和DES方法均准确地模拟出了三角翼在滚转运动过程中存在的3个平衡位置。出现平衡位置的原因分别是:①流动对称性;②机翼左侧发生涡破裂的分离涡与右侧分离涡相互平衡使得滚转力矩为0,并且平衡位置仅与三角翼两侧涡强的差有关;③副翼偏转和左右机翼不对称分离涡涡强差产生的滚转力矩相互平衡。此外,滚转运动对副翼偏角幅值很敏感,幅值的微小改变会影响最终的平衡位置和向平衡位置运动的路径。     

压气机叶片的带平台圆弧形前缘

带平台圆弧形前缘的研究是为了优化前缘形状，抑制前缘流动分离。研究中使用了数值模拟方法和氢气泡流动显示实验方法。对带平台圆弧形前缘设计参数做了定义，并讨论了参数选择的准则。此前缘特有的双吸力峰的强度远远弱于圆弧形前缘的单吸力峰。在不同攻角下，其削弱前缘吸力峰，抑制流动分离的效果不亚于椭圆形(长短轴比=2)前缘，而且对加工精度要求低，更适合工程实际应用。     

掠弯叶片前缘曲线同流场结构的关联

在全三维反问题还不成熟的条件下,由二维反问题和三维正问题组成的准三维设计体系中,叶片的前缘是由给定的积迭轴和基元叶型特征决定,具有任意性,难于对其加以控制。因此本文试图把掠弯叶片的前缘空间曲线作为设计自由度,增加到设计体系中,实现设计中前缘空间曲线同流场结构的关联,利用前缘形状控制流场中的激波结构和二次流的迁移,改善流场结构。并以一个高负荷跨音单级风扇的气动设计为例,对这一改进进行了验证。