应用傅里叶时间谱方法求解二维跨音速流动问题解的精度研究

为了从时间离散精度的角度评估傅里叶时间谱方法的实际计算效率,对用该方法求解二维跨音速流动问题的解进行了精度研究。通过求解Euler方程模拟俯仰振动NACA0012翼型的周期性非定常流动。结果表明:傅里叶时间谱方法可以使用很大的时间间隔较为准确地模拟有激波存在的周期性跨音速流动;对于此类流动问题,相比二阶向后差分公式法,傅里叶时间谱方法在预测翼型表面压力系数积分量特别是升力系数的时间变化规律方面具有明显的计算效率优势;用于模拟翼型表面压力系数自身的时间变化规律时,傅里叶时间谱方法具有不低于二阶向后差分公式法的计算效率。     

组合抽吸对高负荷压气机叶栅流动分离控制的研究

为了研究组合抽吸对高负荷压气机叶栅内部分离流动控制的效果和机理,以内部同时存在有吸力面附面层分离和角区分离的压气机叶栅为研究对象,利用实验和数值模拟对3种不同的抽吸方案进行了探索。结果表明:附面层抽吸可以显著地改善叶栅性能和攻角特性; 在-5°～8°攻角范围内,吸附式叶栅的叶型损失系数得到了显著的降低,且抽吸量为0.76%时对应的损失系数降幅达到约67%;吸力面局部叶展抽吸方案(SS1)可以有效地消除抽吸叶展附近的分离,结果却导致角区分离面积变大;组合抽吸方案(CS)基本全部消除了叶栅内吸力面上的附面层分离和角区分离,因此全叶展上的负荷和扩压能力得到了显著的提升;不同攻角下损失系数随抽吸流量组合的变化规律不同,大攻角下吸力面上的抽吸控制更能有效地降低叶栅内的损失;进行组合抽吸时,需要针对不同的攻角选择最佳的抽吸流量组合。     

涡流发生器对高负荷扩压叶栅性能影响的机理分析

为探明涡流发生器流动控制技术对高负荷扩压叶栅性能影响及作用机理,根据高负荷扩压叶栅的流动特点,提出了在叶栅入口端壁处加涡流发生器的流动控制方案,通过计算研究了采用涡流发生器前后叶栅气动性能、附面层及主要旋涡结构的变化。研究结果表明:采用涡流发生器后,叶栅正攻角下的气动性能显著提升,总压损失减小,静压升增大,稳定工作最大正攻角从3°增加至5°,其中在3°攻角下总压损失系数下降0.028,静压系数提升0.033;涡流发生器生成的尾涡阻挡端壁附面层由压力面向吸力面的横向迁移,使吸力面/端壁区域聚集的低能流体减少,改善了角区流动;采用涡流发生器后,通道涡、集中脱落涡和壁角涡减弱,角区分离得到抑制。     

端弯联合弯叶片对叶栅旋涡结构和气动性能的影响

为了研究弯叶片弯角、端弯弯高和端弯弯角三个参数对扩压叶栅流道内的旋涡结构和气动性能所造成的影响大小和交互作用的主次顺序,以环形扩压叶栅为研究对象,通过正交试验设计的方法,对试验结果进行分析。结果表明,存在一个最佳弯叶片弯角以平衡集中脱落涡和壁角涡对叶栅出口总压损失分布的影响;弯叶片弯角的提高会导致壁角涡减弱并且涡核靠向端壁,集中脱落涡增强并且涡核靠向流道中部;旋涡结构的变化进而导致端部高损失区域损失减小并且靠向集中脱落涡涡核,流道中部损失增厚并且向中部收缩。端弯的弯高和弯角对角区的影响明显强于流道中部;壁角涡强度的提高导致端部损失的增加;集中脱落涡涡核向端壁移动,导致流道中部损失向端区扩散,但损失减小有限。     

高速风洞模型支撑方式研究

为了合理选择模型支撑形式,在高速风洞进行了直支杆与Z 支杆两种支撑形式的支架干扰研究试验。结果发现,支架对模型带来不可忽略的干扰量,两种支撑形式对升力、阻力与力矩的干扰量随迎角基本上呈线性变化;直支杆由于距离模型较近,对模型尾部带来较大的影响。而Z 支杆对模型尾部影响较小,在全机与无尾两种状态下的干扰量较为相近。     

梯形翼风洞试验模型数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Re_θ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。     

模型大迎角高速动态特性与数据精度分析

为满足新一代高机动飞机气动性能评估、控制系统精确设计与高机动作战指标实现的需求,模型高速风洞大迎角俯仰动态特性探索及其试验数据精度的确定势在必行,且具有十分重要的工程意义。选取70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型,在FL-24风洞的大振幅俯仰动态试验技术平台上对动态气动特性与试验数据精度进行了研究,获取了70°三角翼模型、SDM和Su-27飞机模型动态气动特性与重复性试验结果。研究结果表明：试验条件下,3种模型的动态数据精度较高,基本达到了高速风洞大迎角常规测力试验数据的精度水平。     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点（Ma=6.0）放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。     

2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究

为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2 m 量级高速风洞(FL-26和 FL-28)建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4~4.25,迎角α=-35°~35°,侧滑角β=-15°~15°,传动机构法向承载载荷≤10000 N。SDM 标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。