二维高亚声速空腔流激振荡的数值模拟研究

采用基于P .L .Roe的近似Riemann解的修正Osher&Chakravarthy (MOC)三阶TVD有限差分格式 ,数值求解二维雷诺平均全Navier Stokes方程 ,并用Cebeci Smith代数湍流模型 (对腔内区域作修正 )来模拟湍流效应 ,时间方向的积分采用四阶Runge Kutta方法 ,通过对GAMM超音速前台阶绕流的计算 ,验证了格式及程序的有效性 ,对高亚声速来流下的空腔流动作了数值模拟研究 ,取得了较好的效果     

跨超声速开式空腔流激振荡模态预估分析

以Rossiter和Heller的开式空腔流激振荡物理机制与模态预估分析方法为基础,采用量纲分析方法,对描述腔体流激振荡特性的参数进行无量纲处理后进行了分析,并提出了一种新的激振频率预测半经验公式中常数值选取方法,通过风洞试验结果和国外文献结果进行验证,表明该方法基本可行。     

腔内平板对空腔自激励振荡的影响及预估振荡频率方程的改进

运用全隐式无分裂方法,紊流模型采用修正的B-L代数模型,数值模拟了超音速流通过腔内存在平板的空腔流动.研究了腔内有不同长度平板存在的空腔流动的剪切层自持性振荡,并与无平板存在时的现象进行类比.腔内平板将剪切层与空腔隔开,减弱了剪切层振荡与空腔压强脉动的耦合作用;随着腔内平板长度的增加,剪切层振荡的程度有所减小.基于特征长度可变的思想,本文改进了Heller的频率预估方程,改进后的频率方程能更好地预估空腔的振荡频率.与Heller的方程相比,修改后的方程预估所得到的频率值更接近于闭式空腔声学模型方程的预估结果;各个方程预估空腔振荡频率值的比较进一步验证了改进后的方程的正确性及合理性.     

超声速空腔流激振荡与声学特性研究

基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.      

三维绕空腔流的有限元数值模拟及流场拓扑结构

本文用一种高分辨率、无波动有限元法对三维空腔绕流进行了数值模拟。从计算结果中可以清晰地看到激波的移动，剪切层的波动，旋涡的变化和三维分离，其流场分辨率是令人满意的。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。     

空腔流动的拉格朗日涡动力学分析

空腔流动中包含着丰富的涡结构相关物理现象,开展空腔流动中的涡动力学分析能够为相应的流动控制和降噪提供理论依据。采用直接数值模拟获得开式空腔流动的高精度流场数据,用拉格朗日拟序结构识别流场中的涡结构,并结合Q 判据和涡量通量分析,对空腔中涡的生成、脱落、对流以及撞击破裂过程展开研究,分析其动力学特性。结果表明:在一个流动周期内,拉格朗日拟序结构的卷起与脱离伴随着前缘涡的生成与脱落,向下游发展;拉格朗日拟序结构在后缘点的破裂伴随着Q 与涡的破裂;空腔内部的主涡则在整个流动周期内都维持相对稳定状态。     

空腔噪声及扰流板控制措施研究

空腔噪声及其相关技术的研究在现代战机研发中具有重要意义。本文采用数值模拟的方法计算了长深比L/D=6的空腔在亚音速下的流动,分析了其发声的机理,以及空腔不同位置处声压的幅频和总声压级特性,研究了在腔体前缘加装扰流板以抑制噪声的流动控制措施,并在此基础上进行了风洞试验验证,计算及试验结果表明：该方法效果良好,且结构简单、...     

数值模拟有外挂物的空腔流动

数值模拟了有外挂物存在的开式空腔的超音速流动。数值计算采用全隐式无分裂方法,湍流模型采用修正的B-L代数模型。研究了有外挂物存在的空腔流动的剪切层自持性振荡,并与无外挂物存在时的现象进行类比。压强与时间的变化曲线、空腔底部流向的静压系数分布以及空腔后壁面法向的静压系数分布表明,空腔内的压力脉动与外挂物所处位置是有关的。对于Rossiter振荡模态,数值计算结果能够与实验结果相吻合。     

电磁控制涡激振荡的实验研究

利用电介质溶液中圆柱体侧表面附近分布的电磁场产生电磁力可有效改变流体边界层及尾涡结构。本文以减振为目标,对电磁力控制涡激振荡进行了实验研究。实验在转动水槽中进行,通过吊杆将装有电磁激活板的圆柱插在槽内液体中。吊杆上的应变片用于测试圆柱的升力,注入适当的染料用来显示流场。结果表明：对称电磁力作用下,脱体涡被抑制,从而使升力的振荡受到有效抑制,进而抑制圆柱的振动,双排方向相反的涡变为单排正负交错的涡。当电磁力足够大时,圆柱的振荡被完全消除,流场达到定常。     

二维空腔超声速流动特性及形状影响数值研究

内埋式武器装载是实现战斗机隐身、超声速巡航和高机动性能的综合选择,已逐步成为新型战斗机武器装载的发展趋势。采用雷诺平均N-S方程和S-A湍流模型,模拟了矩形空腔和非矩形空腔的流动特性。通过分析空腔的流线图、压力云图和底部压力分布曲线,可知长深比是影响空腔流动类型和流动特性的关键因素,改变空腔后壁倾角、底面斜坡角度和前壁倾角对回流区结构及压力分布特性有明显影响。     

小振辐振荡圆柱诱导的二次旋涡流动

本文给出充满粘性不可压缩流体时同心圆柱间内柱作小振幅振荡所诱导的二次旋涡流动的解析解,对典型的柱径比给出容器外边界对二次旋涡流动流线、涡量分布和动能分布的影响。给出了等涡量线和等动能线分布的鞍点。采用数值求解非定常Stokes流动考察了二次旋涡流动的发展过程。二次定常旋涡流动的显示实验表明,解析解、数值计算和实验显示所示流谱基本一致。     

凹槽非定常超音速流动的研究

用SST的两方程紊流模型,采用时间和空间上二阶的方法,求解雷诺平均N-S方程,得到开放型凹槽的流动特性的变化。数值模拟了飞行马赫数为5时的测试结果,得到不同时刻流场参数的变化。凹槽内流体质量的增加和减少,有助于油气的混合和燃烧,对于维持燃料的超音速燃烧是非常关键的,对超燃冲压发动机燃烧室的设计具有重要的价值。     

瞬时起动的空腔初期流动

采用有限体积方法求解非定常可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，研究了受限空腔在射流驱动下瞬时起动的空腔初期流动问题，数值计算结果给出了时间序列的速度矢量图和空腔出口流量随时间的变化，展示了射流、分离、剪切层和旋涡的相互作用及其演变过程。根据流动结构特征，将空腔的初期流动过程分为三个阶段：初始涡结构形成阶段、三涡结构形成阶段和两涡结构形成阶段。     

内埋式弹舱流场特性及武器分离特性改进措施

为改善内埋弹舱的流场特性以及内埋武器分离特性,采用在弹舱前缘悬细金属条的方法对弹舱流场进行流动控制,并在高速风洞中进行了试验研究。通过分析舱底静态压力试验结果以及脉动压力试验结果,研究了武器模型处于不同分离位置时流动控制对弹舱流场特性的影响;通过测量武器模型力和力矩,研究了流动控制对武器分离特性的影响。研究结果表明：武器模型处于不同分离位置时,该流动控制方法对弹舱底部静态压力分布以及总声压级分布的影响是相似的;当弹舱的流场类型为过渡／闭式穴流动时,采用该流动控制措施能有效降低舱内的静态压力梯度,并能有效改善武器的分离特性;当弹舱的流场类型为开式穴流动时,采用该流动控制措施能有效抑制舱内产生的气动噪声。     

跨声速压气机轴承腔封严泄漏影响机理

目前,针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分,泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该问题,基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型,采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型,边界条件与试验环境保持一致,对变工况下轴承腔封严泄漏流发展特性及其对压气机性能的影响机理进行了研究,重点分析了一种显著影响压气机主流稳定性的掺混涡结构。结果表明：当封严篦齿泄漏流进入右封严腔时,空腔效应会在篦齿出口区诱发大尺度回流涡,从而对齿端间隙泄漏流起到阻碍作用;当泄漏流量由0.72%进口流量增大至1.9%进口流量时,转子通道激波由约55%弦长位置移动至65%弦长位置。轴承腔泄漏流对压气机转子性能的不利影响主要在于转子通道激波后移以及2股掺混涡的产生。     

飞行器腹部空腔绕流的数值模拟

采用分块对接"O"网格技术,基于雷诺时均NS方程与两方程k-ε模型计算DLR-F6模型的三维粘性流场.模拟了三种几何构型在马赫数M=0.75、0.85、1.5、1.9下的流动情况.计算结果表明开空舱使升力减小,阻力增加;不同的空腔长深比气动特性变化不明显.     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

为探究稀薄流流域迎风凹腔的气动防热特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对稀薄流流域中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了研究.得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布情况,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响.以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器...     

有预旋进气转静盘腔中的流动和换热特性数值研究

运用RNG湍流模型对有静盘外缘预旋进气和轴向中心进气、转盘外缘轴向出气和外围屏径向出气的转-静盘腔中流动和传热过程进行了数值研究。在盘腔结构中,静止内隔片和旋转内隔片将盘腔分为内转-静盘腔室和外预旋腔室。由于盘腔流动结构具有周向周期性,取盘腔的1/30作为计算域。研究发现:旋转雷诺数Re_θ、预旋喷嘴进气无量纲流动速度C_w,_p、静盘中心轴向进气的无量纲流动速度C_w,_d和预旋比β_p都不同程度地影响盘腔内流动和换热。预旋和隔片的协同作用可以很好地起到阻止热燃气入侵转-静盘腔和提供低静温冷却气体流入涡轮叶片冷却通道。