脉动作用下波壁管内非牛顿流体流动特性的研究

在热量和质量传递过程中,流体的流动状态对整个传递过程有着重要的影响,为此,通过实验方法对以聚丙烯酰胺（PAM）溶液为代表的非牛顿流体在波壁管内的流动特性进行压力差和可视化研究。研究发现,PAM溶液存在一个最佳减阻浓度,在该浓度下与牛顿流体相比PAM溶液的转捩点明显提前。此外在脉动流场下,在一个脉动周期内,波壁管内流体存在明显的稳定流动和不稳定流动两种结构;相同净雷诺数条件下,脉动流场下波壁管内流体的流动混合情况比定常流动状态下强烈很多,意味着脉动流场具有更加优越的质量传递特性。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究

采用数值模拟方法进行了FB-4000-1000钝后缘风机翼型的气动特性分析及底阻减阻研究。研究了三种后缘隔板布局对风机翼型气动特性的影响;其中一种隔板布局以升力损失为代价实现线性段减阻约40%,迎角区间平均减阻约25%;另一种布局在几乎没有升力损失的情况下,实现平均减阻约10%。     

槽道流壁面展向周期振动减阻的一维谱分析

通过直接数值模拟（DNS）对壁面做展向周期运动的槽道湍流进行研究,建立了槽道湍流数据库。发现通过改变振幅大小和振动周期,可以使壁面摩擦阻力明显减少。对减阻前后一维湍流脉动能谱进行了定量分析,结果表明,控制后湍流脉动能普遍下降,流向和展向速度脉动都受到了很大的抑制,并且总动能在减少的同时,能量从时间尺度大的脉动向时间尺度小的脉动传输。分析了阻力变化周期中三个特征时段拟涡能谱的变化规律,发现总涡能在得到不同程度抑制的同时,具有不同的变化特征。结合近壁湍流拟序结构的变化规律,进一步揭示了壁面展向周期振动减阻的内在机理。
     

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响

逆向喷流是一种主动流动控制技术，具有减阻降热特性，可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥（全弹）为研究对象，将喷流发生器和弹体固连，采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究，对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明：逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态；球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳；单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比，使得逆向喷流的减阻效果最佳；喷流压力过大，减阻效果变差，甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感，若将逆向喷流对头部的减阻特性（超过40%）直接推广至飞行器整机（6%左右），评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素，工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。     

变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

涂胶减阻

一、引言 60年代初,Kramer的“人造海豚皮”减阻实验之后,1976年Reif和Dinkelacker又注意到鲨鱼皮的纵向微槽可以减阻。这些仿生研究的启示,引起国内外相当一部分科学家来研究减少摩阻的问题。于是,减少摩阻的研究取得了新的进展。这主要表现在,除了基于维持层流边界层来减少摩阻的研究外,又提出了改变边界层内部形态来实现减阻的新概念。基于这个新的概念,提出了不少新的减阻措施。诸如柔顺壁或弹性壁的研     

稀颗粒群双流体模型应用于底部排气弹减阻性能研究

依据稀颗粒群假定下的双流体简化模型，采用NND和Mac Cormack方法，本文对底部排气弹底减阻性能进行了研究。分析了非平衡气－粒两相流中颗粒相浓度变化对底排弹减阻性能的影响。和实验比较，稀颗粒群条件下的数值研究更接近实际结果。     

超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

超燃冲压发动机流道内摩擦阻力占高超声速飞行器总摩擦阻力的绝大部分,使推力遭受较大损失。研究表明,与其他减阻方式相比,边界层内燃料燃烧的方式可大幅降低壁面摩擦力,然而其诸多的影响因素及其内部复杂的物理化学过程,使其减阻机理至今仍未完全清楚。分别从边界层燃烧减阻基本特性、实验和数值模拟、减阻机理三方面展开当前超声速边界层燃烧减阻技术研究进展的综述。目前,国内外实验研究已经证实了边界层燃烧减阻的有效性,并开展缩比冲压发动机适用性研究,初步形成了将该减阻技术应用于高超声速飞行器的能力。数值模拟研究了不同释热、激波作用强度以及来流状态参数等真实环境下边界层燃烧减阻的变化规律。但总体而言,国内外对边界层燃烧减阻研究很少,且国外公开实验数据较少,实验研究揭示减阻机理的文章几乎没有,仍存在许多值得探讨的地方。文章在综述的同时,对下一步研究提出了相关建议。