粗糙带对某型号飞机简化模型机头流态的影响

在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流态进行了研究,详细观察了机头两侧粗糙带和"只"字型粗糙带对机头流态的影响.实验结果表明,风洞实验所得力矩曲线受雷诺数影响大的攻角范围与机头涡破裂后打在座舱上的攻角及机头涡在座舱前严重掺混的攻角相联系.水洞实验中,来流速度为20cm/s、粗糙高度为0.8mm时流态随攻角的变化规律可用来解释风洞实验结果中力矩曲线的分散性.     

激波碰撞干扰流动非定常效应的数值研究

将AUSM+上风格式应用于数值模拟半球绕流激波碰撞干扰的流动中,揭示了该流动在定常来流条件下的非定常本质.分析弓形激波后超音速"喷流"的流动结构及其非定常效应的形成机制,提出一种新的激波碰撞干扰流动的非定常形成机理.      

绕三角翼流动中的非定常现象研究

利用流动显示技术、片光技术及PIV技术,对三角翼面上的各种非定常特性做了研究.分别对涡层中的小涡结构,二次涡同主涡相互作用所引起的二次涡的喷射效应,螺旋破裂扰动的非定常特性,涡破裂点沿轴方向振动的非定常特性,以及完全分离流中的非定常特征进行了较为细致的研究,给出了不同扰动的频率特性.      

双三角翼外翼前缘钝度对气动特性的影响

笔者对75°/60°双三角翼模型进行了水洞流态观测实验、低速风洞测压实验、空间流场测量实验,研究了双三角翼外翼前缘钝度对气动特性影响,包括对涡态的影响。这里发表的是第一期实验的初步结果。结果表明,外翼前缘钝化使内翼涡涡核推迟破裂,外翼前缘钝化主要影响双三角翼前缘折点后的后半翼上表面的C_p分布,特别是在涡发生破裂后,其影响较大。     

带扰动块的细长旋成体背部绕流数值模拟

为了更好地了解细长旋成体背部绕流非对称涡的形成机理,研究了头部带扰动块对细长旋成体背部绕流结构的影响,通过雷诺平均Navier-Stokes（RANS）法对细长旋成体模型在攻角5°~60°范围内进行仿真。在攻角分别为20°和30°时对是否添加扰动块模型进行对比,分析了不同截面绕流沿轴向位置的发展,提出了验证拓扑结构的一种方法,找到了各流态下奇点的位置,通过涡核位置对模型背部绕流的发展进行了分析。研究表明:添加已知规则扰动块可以加快各绕流结构间的转换速度,使非对称涡产生的攻角减小。      

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

Unsteady drag measurements for flow over a circular disk

对垂直于来流方向的圆盘进行非定常测力实验,研究上游二维干扰圆杆和圆盘绕流雷诺数(雷诺数范围为0.44×10⁵~2.74×10⁵)对圆盘阻力及其脉动特性的影响.实验结果表明,无论有无上游干扰,圆盘平均阻力系数均不随雷诺数改变.上游干扰圆杆在降低圆盘阻力系数的同时,使圆盘阻力脉动量增大,而且当圆盘绕流雷诺数大于1.84×10⁵时阻力脉动量的增幅将随雷诺数的加大而迅速增加.对圆盘阻力的频谱分析表明,在圆盘上游无干扰时,圆盘绕流形成的螺旋状涡引起的非轴对称波动频率(斯特劳哈尔数为0.135)为阻力脉动的主频.     

轮缘密封影响下的动叶通道内非定常流动研究

为了研究涡轮转静盘腔间轮缘封严结构对下游动叶通道内流动的影响，对无封严结构、无封严气流及采用不同封严流量时涡轮动叶通道内流场分布和气动损失进行了数值模拟。结果表明：封严腔出口位置气流受静叶与动叶相对位置变化的影响呈现较强的非定常特性，变化与动叶运动周期保持一致。动叶入口位置非定常波动受到封严气流与前缘势场共同作用，封严气流引起周向、径向速度变化的同时也造成了强烈的非定常效应。动叶通道内封严气流引起的端区气流偏转改变了前缘马蹄涡滞止点位置，增强了马蹄涡压力面分支，动叶吸力面一侧剪切诱导涡改变了轮毂通道涡的形成机制和吸力面侧相对低压区的位置。     

轴流压气机内导叶/转子干涉对转子流场的影响

叶轮机械内的转静干涉现象多年来一直是一个研究的热点,然而现有的对于转 静干涉的研究多局限于对流动现象的描述,缺乏理论指导,因此无法在叶轮机械的设计体系 中包含这一非常重要的非定常流动现象,限制了叶轮机械性能的进一步提升.利用流动稳定 性及感受性理论来指导对这一问题的研究,能够找到利用这一现象提升叶轮机性能的规律. 对于一台单级低速轴流压气机内的导叶/转子干涉现象进行了实验研究.利用二维粒子图像 速度仪测量得到了导叶/转子干涉的定量流动细节,及其对于转子流场的影响.结果表明, 转子流场在定常来流条件下也表现出显著的非定常性.在引入导叶/转子干涉之后,转子流 场结构发生显著变化.动叶尾迹强度明显减弱,叶背流动分离得到抑制,叶尖泄漏涡也得到 了周期性的抑制.除了导叶尾迹对动叶流场的干涉作用以及气流角的周期性变化以外,动叶 非定常流动对于不同的导叶/动叶干涉激励频率的不同响应是引起压气机性能变化的主要原 因.      

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果.结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Re数对干扰区流动特性的影响,流态可以从一涡系变成多涡系,由定常变成非定常,而且在一定的Re数以后涡系会紊流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导致干扰区的旋涡很弱,甚至不出现,这是很有实际意义的.     

双三角翼大迎角翼面压强分布与涡态相关分析

将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析,分析表明:垂直于双三角翼翼面的典型横截面上展向压强系数Cp分布与空间涡态有明显的对应关系,Cp分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态,Cp峰值随α变化反映了涡强随α的变化,Cp峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置,Cp峰形的平坦反映了涡的破裂.     

同轴旋转圆台环隙流动机制及实验研究

同轴旋转圆台环隙内流体的流动是基于经典的两同轴旋转圆柱环隙内泰勒库特流的一种扩展研究。通过流动显示实验和PIV粒子图像测速技术对圆台环隙的内部流场进行可视化和定量化的研究,分析涡运动的周期性规律,探究圆台环隙内雷诺应力分布和水位高度对流场的影响。研究表明,随着时间的发展,涡列周期性明显且整体在下移,当脉冲数为100脉冲/s时,环隙内形成均匀分布的正反交替的涡;当脉冲数为200~500脉冲/s时,存在快慢交替的分裂周期;在3种水位高度下也都存在明显周期性分裂,只是周期时间和涡的个数不同;平均流场存在上凸型外向流和下凹型内向流2种流态,流态的差异是离心力与静压力双重作用的强弱变化所致;雷诺应力分布中,径向正应力占主导,并主要集中在环隙中部。      

谐波平衡法在低速非定常流模拟中的应用

谐波平衡法是一种有效的周期性非定常流的计算方法.采用基于可压缩流的谐波平衡方程在计算低速不可压流动时,会由于对流通量计算格式中的数值粘性污染,降低解的精度和收敛性.采用预处理技术,使得基于可压缩流的谐波平衡方程可以直接用于低速周期性非定常流的计算中.选取典型的不可压方腔驱动流和低雷诺数圆柱绕流为例进行了时间推进法和谐波平衡法的计算对比.计算结果表明预处理后的谐波平衡方程适合于低速流的计算,在谐波平衡法中采用较少阶数的谐波计算就可以还原出几乎准确的非定常流场.     

上游双扰动对圆柱气动特性影响的数值模拟

通过用商用计算流体力学软件FLUENT 6.0中的SIMPLE方法求解二维非定常层流模型,对雷诺数Re=200时上游双扰动体对下游圆柱气动特性影响进行了数值模拟研究.计算结果表明当双扰动体相隔较近(H/d=1.1,1.33)时,其后形成单一的Karman涡街,它们对下游圆柱的干扰作用类似于单扰动体时的情况,但是流动结构发生变化的临界间距Lcri较之有效宽度相同的单扰动体的要大,因此可以推断出在该种布置下双扰动体和圆柱绕流会出现2种流动模式.在空穴流动模式下面,下游圆柱的阻力和升力脉动最多减小94%和79%,系统阻力(包括圆柱和扰动体)也能减小33%.而当双扰动体尾流为双Karman涡街时(双扰动体相隔较远H/d=3.33,5.0),圆柱迎风面部分区域仍受到来流的冲击作用,气动力减小有限.     

细长三角翼摇滚非定常流动特性

对前缘后掠角为80°的细长三角翼,迎角为30°和40°时不同滚转角下前缘涡的静态特性,及摇滚过程中的动态旋涡特性进行了流态显示和摄影记录。结果表明:在相同滚转角下,静态和动态情况下旋涡特性有相当大的差别;相对于静态而言翼摇滚过程中存在着旋涡特性的滞后效应;摇滚过程中旋涡垂向位置的滞后是明显的,而展向位置的滞后很小;还发现翼摇滚起始角对旋涡特性有较大影响.     

类X-51A飞行器非定常湍流精细模拟

针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法（DDES）,来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200~300 Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。      

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.     

附属小圆柱对主圆柱绕流影响的数值模拟

从小马赫数下的可压缩Navier-Stokes方程出发,采用覆盖网格分区算法,对在主圆柱尾流场的适当位置放置附属小圆柱时的流动特性及其对主圆柱绕流问题的影响进行了详细的数值模拟研究.根据模拟结果,主要探讨在小雷诺数范围内,附属小圆柱位置、个数、大小以及雷诺数变化等因素对主圆柱绕流的流场结构及其非定常演化过程的影响.计算结果表明,在小雷诺数范围内,无论附属小圆柱的个数如何,都存在最佳抑制区域.当附属小圆柱放在这个区域时,涡街被完全抑制,整个流场达到准定常状态;同时,阻力系数也显著下降.在一定程度上,随着小圆柱直径的增加,主圆柱涡脱落更易被抑制.另外,相对于单个附加小圆柱而言,使用两个附加小圆柱能使主圆柱涡脱落的抑制提高到更高的雷诺数.