旋转状态边界层速度场及温度场特性实验

针对涡轮转子叶片内冷技术,使用TR-PIV(time resolved particle image velocimetry)技术与热线技术同步原位测量了壁面加热条件下旋转通道内边界层速度场和温度场特性。结果显示:旋转数大于0.48时前缘面附近出现了回流现象,并从受力分析的角度给出了解释;回流区一般出现于流场下游、较大密度比、较高旋转数下,可以利用回流区的影响达到增强前缘面换热的目的;得到了旋转条件下无量纲温度型、温度脉动量和努塞尔数的变化规律,可以看出湍流边界层内部的温度场分布在旋转效应的影响下产生了强烈的不对称性,与静止条件下的标准规律相比会产生一定的偏差。     

四种风洞收缩段流场特性对比

基于西北工业大学高亚声速平面叶栅风洞,测量了维氏收缩段的出口流场,发现其方向场品质较差,相比速度场和总压场,核心区沿周向减小了15%。对四种收缩段进行数值模拟后,对比了收缩段的出口核心区、均匀性及分离特性,发现维氏曲线在前部收缩,进口收缩过急引起旋涡,但出口稳流段较长,因此出口均匀性更好。双三次曲线在后部收缩,主流区顺压梯度更大,因此附面层更薄,气流偏角更小,分离特性更好,但出口过冲更大。现有维氏收缩段的三维结构在拓宽核心区同时对气流扰动较大,恶化速度场与方向场,气流偏角增加最大达43%。进口管径对双三次收缩段的流场特性影响不大。     

常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用

对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间（78 ms）满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。     

深空探测采样返回起旋分离动力学仿真分析研究

针对深空探测采样返回高精度起旋分离,实现返回器再入大气姿态稳定的需求。在自主研发的被动式起旋分离机构的基础上,以多刚体系统动力学理论为基础,建立返回器起旋分离ADAMS动力学仿真分析模型,开展起旋分离过程综合敏度分析、敏感参数偏差耦合分析以及覆盖性分析研究,以此评估多参数偏差对返回器初始分离姿态的影响。分析结果表明：动力回转轴偏差和返回器横向质心偏差对返回器起旋分离姿态影响最为明显;合理配置动力回转轴及返回器横向质心位置有助于改善初始分离姿态;经多参数偏差覆盖性分析,验证了起旋分离各项指标的符合性。为深空探测采样再入返回高精度、高可靠分离技术的工程实施提供理论指导。     

圆柱尾流中的二次分离及环量衰减问题

在圆柱绕流的非定常流动中,相应于旋涡的周期性脱落柱后的二次分离是周期性间断发生。二次涡的影响不能忽略。但对长时间流动的模拟还必须考虑尾涡的环量衰减。模拟Bluff Body流动有效的离散涡模型应包括二次分离及尾涡衰减两种机因。本文数值计算结果证明了上述结论。     

一种强耦合Spalart-Allmaras湍流模型的RANS方程的高效数值计算方法

在工程实际中,一方程湍流模型或两方程湍流模型的求解通常和雷诺平均Navier-Stockes (RANS)方程的求解是解耦的,也称之为松耦合求解.在松耦合求解过程中,RANS方程和湍流模型方程通常采用不同的数值方法异步求解.这种求解方式很容易产生因两者计算精度不一致而引起的额外数值耗散.为了消除这种耗散,将RANS方程与Spalart-Allmaras模型方程耦合成一个系统方程——强耦合RANS方程,并发展了一种用于求解该系统方程的高效强耦合算法,其中对流项离散采用了Roe格式,时间项的离散采用了隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式,为了提高计算效率,采用了三层V循环多重网格方法.通过翼型/机翼和振荡翼型/机翼等算例验证了本文发展的强耦合算法不仅具有较好的收敛性,而且计算精度明显优于松耦合算法,特别对于阻力的预测,强耦合算法更加准确.     

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

通过水槽氧气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点炎注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发脱：分离点和分离翦切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼利迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。     

浅析A320飞机油箱空气惰化系统及维护

通过研究FAA对于燃油箱抑爆适航条款的要求以及推荐的油箱抑爆惰化系统,重点分析并阐述油箱惰化系统的构架和原理,并对惰化系统各子系统的功能和维护方式进行简要论述。     

中-大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

在圆锥-圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器( SDBD),通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究.实验风速5m/s,迎角为25°和30°,采用表面压力测量技术,并通过对压力的积分得到侧向力系数.实验结果表明:通过控制激励器的开、关可以改变圆锥两侧压力分布不对称的模式,从而使得侧向力的大小和方向发生改变.研究表明:等离子体激励器可以对非双稳态下的圆锥前体分离涡流场进行有效的控制.     

SST二方程湍流模型在高超声速绕流中的可压缩修正

为模拟高速可压缩湍流问题,对剪应力输运（SST）湍流模型进行了可压缩修正。数值格式采用改进的总变差减小（TVD）格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隠式处理。在此基础上计算了绕平板以及基本无分离和具有分离流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果和实验数据及半经验公式的对比表明：SST湍流模型的可压缩影响项为密度加权脉动速度的平均与压力梯度的标量乘积。经可压缩修正后的SST湍流模型与原模型及其它可压缩修正模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布具有更高的精度。