气体自发光在高超声速流场显示中的应用

提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法,介绍了在使用高焓运行的激波风洞中,对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果,可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。结果表明此种方法不需外加光源,对于结构限制无法设置透明部件的模型,无疑是简单可行的。     

应用三维粒子动态分析仪测量三分支联接流场

应用三维粒子动态分析仪 (3D PDA)测得了矩形截面三分支联接的三维速度分布。在测量中 ,经过理论分析与对比试验 ,选择了蚊香烟雾作为散射粒子。实验结果表明 ,在只有支管进气的情况下 ,在总管的封闭端和支管下游总管壁面处产生了回流 ;以及气流从支管进入总管后由于截面扩张在总管横截面上所诱发的二次流 ,并且二次流现象只发生在支管下游附近的总管横截面上。     

PDPA技术在圆管射流测量中的应用

采用激光相位多普勒技术（ＰＤＰＡ）和传统热线对圆管射流进行试验研究,试验结果表明：ＰＤＰＡ技术具有精度高、动态响应快、不干扰流场等特点;自由剪切湍流的扩展率ｄｙｃ／ｄｘ＝０．０８０１,完全自模拟特性区在ｘ／Ｄ＞８。     

收敛形进气道数值研究的验证

介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。     

翼型边界层及近场尾流的湍流特性与气动噪声特性相关规律试验研究

变湍流度试验结果表明 ,湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性、转捩情况、气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响。这种影响有一定规律。笔者得出了苦干有价值的半经验关系式。     

低速高湍流度90°弯管流动数值模拟

分析了曲率对弯曲管道流动的影响 ,给出了曲率修正的双层 k-ε湍流模型 ,并数值模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。文中比较了曲率修正双层 k- ε湍流模型的计算结果与实验结果 ,以及双层 k- ε湍流模型和逆压力梯度修正双层 k- ε湍流模型的计算结果。通过比较 ,发现经过曲率修正后的双层 k- ε湍流模型更好地模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。同时比较了壁面参数的插值方法 ,发现在弯曲管道流动模拟中对壁面参数进行一阶插值比零阶插值能更好地模拟真实流场     

高强驻波声场中的湍流

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry）技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流动有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构,而非轴对称的二维结构。     

来流马赫数对座舱气动加热影响的数值模拟

采用数值手段研究了来流马赫数对飞机座舱附近区域气动加热的影响,计算的来流马赫数为0.8~2.0,基于翼展的雷诺数为107。通过分析飞机蒙皮表面的温度分布、表面摩擦因数、壁面法向速度梯度和热流量等物理量,给出了飞机头部座舱附近区域的气动热分布情况。计算结果表明,随着来流马赫数的增加,壁面法向速度梯度增大,飞机对称面上的平均温度、表面摩擦因数和热流量随之增大。此外,针对某型号飞机的计算结果表明,座舱附近区域上表面中心线上的平均温度与来流马赫数、自由来流温度之间呈一定的函数关系。     

透平叶片顶部间隙流动特性的实验和数值研究

利用粒子图像测速技术(PIV)捕捉透平叶片顶部泄漏流特征,并以此数据验证湍流模型和用商业软件CFX12.0进行的数值模拟方法.所研究的叶片为典型的GE-E3叶片,为了展示泄漏涡的生成和发展过程,用实验数据展示了3个不同截面的速度分布.数值计算中使用了混合网格生成技术及5种湍流模型.通过与实验数据的比较发现:RNG k-ε模型计算所得的泄漏涡与实验所拍摄的真实流动能较好地吻合.此模型和计算方法同样适用于研究叶顶射流对泄漏流的影响.计算结果显示:通过叶片顶部气膜孔射流产生的阻挡效应,最多能降低6.12%的主流泄漏.     

超声速混合层气动声场的数值模拟

超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题,制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究,具体方法:用抛物化稳定性方程(PSE)计算混合层近场大尺度扰动演化,结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压,得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响,结果表明,上下侧温度比小于1时,慢模态占优;而上下侧温度比大于1时,快模态占优。