钝圆柱体分离流动声振控制的实验研究

在Ｒｅ＝３．０＊１０＾４－１．０＊１０＾５的范围内,实验研究了声激励对钝圆柱体分离动的影响,分离剪切层发展演化的改变,给出了最佳声激励频率范围,并探讨了声激励控制分离流动的作用机理。研究结果表明,最佳激励频率范围具有普适性,该结果对工程实际具有一定意义。     

超声速细长梯形翼背风面流型

给出了前缘后掠角65°，双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验马赫数为1．10、1．53、2．53、3．01和4．01，攻角范围5°～25°。借助于蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了脱体和表面流型照片。蒸汽屏显示表明：在机翼背风面三角形区域的脱体流型可在垂直于前缘的法向攻角和法向马赫数构成的坐标平面上，区分出七种不同的流型；在切尖区域，有侧缘分离涡形成，后缘拖出尾涡。从摄取的纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片一起，可获得机翼弓形激波位置随马赫数变化，以及激波－诱导分离线位置随马赫数和攻角变化曲线。在机翼上表面通过油流显示出主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其它有关实验和数值计算结果比较，符合得很好。     

三维激波／附面层相互作用的起始分离预测

给出了一种预测三维激盘／附面层相互作用诱导的流动起始分离的方法。研究结果表明：激波与附面层相互作用所诱导的二次流动是影响起始分离的重要因素。当来流相对马赫数大于１．５时，强的激波／附面层相互作用可能导致跨音风扇转子叶尖区域的流动分离。     

平片激振对锐缘分离流场宏观作用的实验研究

本文对激振与未激振锐缘分离流场细节进行了比较。结果表明 ,作用于分离点的适当频率的激振对分离流场产生了 6种互相耦合的作用效应 ,它们是 :( 1)从整体上减弱或抑制分离流动 ;( 2 )改变分离区湍流结构 ,加剧湍流运动 ,加快混合和剪切层增长 ;( 3)增强局部区域的回流流动现象 ;( 4 )使分离剪切层再附 ,改变分离流态和分离涡分布 ;( 5)减弱下游流场湍流脉动 ;( 6)增强尾流下弯程度。本文工作为激振控制分离流动技术的工程应用提供了物理基础与指导。     

后向台阶横向喷流干扰流场的数值研究

 用有限差分法求解层流全N-S方程,对超音速后向台阶绕流与台阶后横向喷流干扰流场进行了数值模拟。不带喷流的超音速后向台阶绕流数值模拟结果与实验及其他计算结果吻合较好。最后给出横向喷流压力比p_j/p_∞=3.033～7.033和喷口宽度w=0.1h～0.2h(h为台阶高度)时的数值模拟结果。得到了合理的流场结构;并可看到喷流压力比和喷口宽度对流场特性有显著影响,在计算参数范围内,底部压力与系数Q(=wp_j/hp_∞)几乎成线性关系。     

粘性流绕俯仰振动翼型流动的数值模拟

本文直接从N-S方程出发,利用LU-ADI格式和Baldwin-Lomax代数湍流模型研究了粘性流绕俯仰振动翼型的流动。数值实验表明,本文的数值结果同实验吻合较好。通过数值模拟手段研究了振动对流场中激波和分离这两大主要特征的影响,结果发现;(1)激波滞后于攻角的变化,如当NACA0012翼型在负攻角状态下上翼面存在激波而下翼面无激波。(2)由于翼型的振动,分离被减轻升力相对提高。(3)随翼型攻角和振幅的变化,翼型振动的升力回线走向可不同。     

流线正交坐标下湍流分离再附流的实验研究

本文采用二维激光多普勒测速仪测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离再附流动。湍流边界层在强逆压梯度下于曲壁上分离,而后于后续的平直通道上再附。扩压器进口处的雷诺数为1.2×10~5,速度为25.2米/秒。在新定义的局部斜流线坐标下,给出了实验结果,并做了分析。实验结果表明:在瞬时分离点后的近壁反流中,雷诺剪应力为负值。采用最大雷诺剪应力为尺度,从分离至再附的流动过程,存在着雷诺剪应力的相似分布,同时Schofield-Perry速度分布在正向流动区成立。由雷诺剪应力相似分布及Schofield-Perry速度分布可假设一新的涡粘性湍流模型,其长度尺度来源于Schofield-Perry速度分布,其速度尺度由最大雷诺剪应力、自由流速度和Schofield-Perry速度尺度形成。     

弦向缝隙叶栅对边界层分离的控制

本文提出了一种在Ｓ１流面上进行势流与粘性流迭代求解弦向缝隙叶栅流场的计算方法，将Ｓ１流面上势流方程组的解与经Ｉ１１ｉｎｇｗｏｒｔｈ－Ｓｔｅｗａｒｔｓｏｎ变换后的边界层方程结合起来联立求解弦向缝隙叶栅流场。计算值同实验结果相当吻合，在正大攻角时，向缝隙叶栅能效地控制边界层分离。     

细长体大攻角绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了细长体大攻角的绕流特性（求解在周向３６０°范围内进行）。数值模拟的出发方程是三维可压流的全Ｎ－Ｓ方程,格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。通过数值模拟研究了附近,攻角１９°、３２．５°和５０°状态下,细长体绕流场中的激波、分离流动及表面压力分布等重要特征。     

超声速湍流流动中平板-楔模型分离、传热和烧蚀试验研究

本研究之目的是为了模拟可控有升力飞行器周围的加热和压力场,研究受热表面的烧蚀现象,以便发展地面的实验能力。在电弧加热器上,利用超声速湍流平板技术,进行控制翼模型分离、传热和烧蚀实验。结果表明,由于翼角前有一条横缝,分离效应减弱,导致产生分离的最小翼角增大。由于分离流动影响,在翼上及其周围压力和热流升高,烧蚀速度大大增加。本文给出了有关的相关公式。