叶身/端壁融合技术研究

角区流动的现象普遍存在,其中角区流动分离是制约叶轮机性能提升的关键因素。针对抑制或消除角区分离情况,在简要回顾二面角原理的基础上,提出叶身/端壁融合技术(Blended Blade-EndWall,BBEW),指出了其所包含的二面角原理的3种应用方式,并以NASA 67号转子叶片为例,采用数值方法研究了应用第2种方式(即增大过渡曲面最小曲率半径方式)的改型效果。结果表明:采用二面角原理第2种应用方式的BBEW能够有效地减弱或消除高负荷叶片吸力面角区分离,进而明显改善了67号转子叶片性能,因此BBEW是抑制或消除角区分离的有效技术。     

一种控制气流分离的无源微脉冲射流技术研究

基于压气机在大负荷下发生气流分离的流动特征提出了一种无源引气微脉冲射流控制的概念,并对其核心的脉冲射流器进行了特性实验分析,结果表明脉冲射流器能产生明显的脉冲射流且射流频率无级可调.结合无源脉冲射流控制方式建立了一套仿叶栅通道实验模型,得到了无流动控制时通道内稳态及动态压力特性,在设计状态下通道内分离涡主频为266 Hz.对该分离流场进行了脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,实验测量了频率从60 Hz到600Hz的微脉冲射流对分离流的控制效果.实验结果表明:从通道总压损失减小的效果来看,当脉冲射流频率接近分离涡主频时控制效果最为明显.此时通道内占主导地位的分离涡的周期性特性得到了明显的改善,其他频率的旋涡对流场的影响程度在脉冲射流的作用下被削弱,流场结构较无控、定常射流控制及其他脉冲射流频率状态更为有序.     

某型无人直升机悬停状态飞行动力学模型分析

对某型无人直升机悬停状态飞行动力学模型进行了结构框图分解,分析了从操纵输入到状态响应的原理机制,应用美军标ADS一33飞行品质规范评估了该型无人直升机在悬停状态的稳定性、中小幅值姿态变化响应和轴间耦合特性等品质等级,指导了飞行控制律的设计,使闭环后整机飞行品质达到了等级1的要求。     

新型等离子体激励器对流动分离点控制

在西北工业大学低湍流度风洞中采用新型等离子激励器对NACA0015翼型进行表面流动分离点的控制实验。实验风速为20m／s和35m／s,迎角为0°～16°。并参照压力分布的实验结果对流动控制的效果进行了对比分析。结果表明：翼型表面的气流分离点只要落在等离子体激励所形成的激励区内,分离点都会被推迟到靠近等离子体激励器的最末端电极处。证明等离子激励器能够对翼型表面的分离点进行有效控制。     

基于改进SST模型的分离流动数值模拟

对SST湍流模型进行了改进,并通过对典型分离流动进行数值模拟,来检验和提高模型预测分离流动的能力.基于亚声速分离流动,提出了提高雷诺应力的模拟精度和分离流修正的改进方法,并进行了对比研究得出结论;在亚声速分离流动分析结论基础上,采用了可压缩性修正方法,开展了跨声速、超声速和高超声速激波/边界层干扰分离流动的数值模拟研究.结果表明:提高雷诺应力的模拟精度和采用分离流修正明显地提高了SST湍流模型对分离流动的模拟能力;适当地可压缩性修正对超声速和高超声速分离流动的计算精度有改善作用.     

针对轴流压气机的非轴对称端壁造型优化设计

针对某轴流压气机构建了一种新的非轴对称端壁造型,该造型可通过抑制角区分离来达到减小通道内二次流损失的目的。首先,在设计工况下,针对基准叶栅建立非轴对称端壁的自动优化设计方法。然后,在设计和非设计工况下,用NUMECA/Fine turbo模块分别对基准叶栅和优化叶栅进行定常流场计算。结果表明,两种工况下,优化叶栅有效抑制了角区分离,原因为非轴对称端壁造型改变了通道内的涡系结构;优化叶栅出口截面总压损失系数显著降低,叶栅出口气流角更加均匀和平衡。     

一种改进的等效系统拟配方法

等效系统拟配对于采用主动控制电传操纵系统的飞机飞行品质评价具有重要意义.从等效系统拟配中失配曲线的分布出发,比较了采用不同的频段进行等效拟配的不同结果,进而提出了一种带加权系数的等效系统拟配方法,最后通过分析得出了加权系数的合理区间.仿真结果表明,这种方法有效地改善了等效拟配失配曲线的分布.     

壁面函数在激波诱导分离流动中的应用

以数值模拟激波-附面层干扰引起的流动分离问题为研究背景,发展了基于有限体积方法的雷诺平均Navier—Stokes（RANS）方程的流场数值模拟方法。利用壁面函数模型得到壁面剪切应力,通过修正壁面粘性通量,构造了一种新的湍流边界处理方法,并将其耦合到RANS方程和SSTk-ω湍流模型的数值求解中;同时,针对激波诱导引起的附面层流动分离问题,提出一种附面层网格加密技术,能够自适应加密分离区内附面层网格,使得在流动分离区域也能够使用壁面函数模型。数值算例表明,壁面函数模型能够降低数值模拟结果对网格的依赖性;同时也验证了壁面函数耦合附面层网格自适应方法,在处理激波诱导引起的附面层流动分离问题时的有效性和准确性。     

非定常分离流动的Largrange方法数值模拟

本文对Ｌａｇｒａｎｇｅ坐标系下的边界层方程进行了数值模拟，研究了静止流场中的线涡诱导的非定常边窠层流动，数值结果表明，随着边界层接近分离，确实出现了有限时间奇性。流动在驻定点附近很窄的区域内堆积，并在垂直壁面方向迅速增长，形成一脉冲似的突跃，基于此现象讨论了非定常分离的性质和三种分离模式，采用Ｌａｇｒａｎｇｅ方法能很好的说明有限时间奇性，便于精确地给出分离的定义和判据，而且物理意义非常清楚。Ｌａｇ     

F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止