离散速度方法及其在跨流域问题中的应用研究进展

往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流,采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来,以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础,通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程,实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析,着重介绍气体动理论统一算法（Gas kinetic unified algorithm, GKUA）、统一气体动理学格式（Unified gas kinetic scheme, UGKS）和改进离散速度方法（Improved discrete velocity method, IDVM）3种数值途径,分析它们的基本假设和实现方式,关注它们目前取得的进展和应用情况。同时,本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形,以便用于非定常跨流域问题求解。最后,本文对该类算法存在的一些问题进行讨论,期望在后续的研究中能予以解决。     

某掠形跨声风扇设计与数值模拟

采用与计入三维激波结构轴对称流设计程序相匹配的任意中弧线叶片造型程序, 进行某单级跨声、小展弦比、具有小前掠和后掠的内外涵风扇设计.在设计过程中, 通过调整风扇转子压比、叶型最大相对厚度和前后缘厚度等参数沿展向的分布, 以及弯度和最大弯度位置沿弦向的分布, 从设计上减弱了叶片上部的激波强度、降低了激波及其关联的损失, 克服了该风扇转子高相对马赫数与低损失、高效率的矛盾, 内外涵数值模拟结果表明, 该风扇具有宽广的高效率区和高喘振裕度.      

弯掠优化对高负荷跨声速串列转子的影响分析

为了研究三维弯掠优化对串列转子性能的影响,设计了一套基于NURBS参数化方法和Kriging代理模型的串列转子三维弯掠优化系统。以一高负荷跨声速串列转子为研究对象,分别研究了掠形优化、弯形优化和复合弯掠优化对串列转子性能的影响。结果表明:三维弯掠优化可以改善串列转子的性能,与原型串列转子相比,前掠转子、正弯转子和复合弯掠转子在近设计点的效率分别提高了1%,1.03%,1.47%,正弯转子的稳定裕度增加了23%,但前掠转子和复合弯掠转子稳定裕度有少许下降。在高负荷跨声速串列转子的弯掠优化造型中,前掠造型能改善串列转子叶中和叶尖的性能,叶根性能有所下降,正弯造型能改善串列转子大部分叶展的性能,弯掠优化造型提升高负荷跨声速串列转子效率的原因是弯掠优化降低了转子通道正激波的波前马赫数,而激波位置基本不变。     

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。     

微通道流动转捩数值模拟

应用CFD计算软件ANSYS CFX对水力直径为0.4mm的矩形截面微尺度通道中的气体流动进行了数值模拟.采用了3种流动模型,即γ-Re_θt转捩模型、层流模型和剪切应力输运（SST）模型,并将模拟结果与实验结果进行了对比.模拟结果表明:层流模型及SST模型不具有预测转捩的能力;γ-Re_θt转捩模型捕捉到了临界雷诺数且摩擦因数相对误差在20%以下.在未达到临界雷诺数之前,通道后部已经出现局部湍流区,且局部湍流区随着雷诺数的增大而增大.壁面摩擦因数的最低点对应的流向位置与通道中前后湍流区的交结位置几乎一致.      

一种多输入情况下FPGA跨时钟域的解决方法

采用异步FIFO是解决多比特数据跨时钟域传递的一种有效方法。在异步FFIO的基础之上提出一种通过扩展FIFO位宽,实现伴随门控信息与数据同时转换的新方法。与传统方法相比较,新方法具有更好的同步性。     

火星盘缝带伞跨声速风洞试验研究

火星着陆器在进入减速着陆过程中降落伞是必需的气动力减速装置,然而火星大气的特殊性使得火星降落伞开伞工作时具有超声速、低密度、低动压的特点,因而火星降落伞的构型、参数选择非常关键。文章在对火星盘缝带伞进行理论分析和国际应用研究的基础上,选取四种典型结构参数的盘缝带伞型,即常规透气量和低透气量的探路者型和海盗型伞型,在中国国内首次进行了亚-跨声速风洞试验,对这四种伞型在亚-跨声速下的阻力特性和稳定性开展研究。风洞试验采用横梁式测力天平测量阻力,同时用影像设备观察伞的摆动角度。研究结果表明,盘缝带伞的跨声速段阻力系数与理论值基本相符,能够满足火星环境下的减速需要;盘缝带伞随阻力系数增加稳定性降低,设计中必须兼顾考虑。     

跨声速压气机转子叶尖区域流动特性的数值研究

本文采用全三维定常数值模拟的方法,对NASA Stage35跨声速压气机转子叶尖区域的流动特性进行研究,开展了网格独立性验证,通过与试验结果数据进行对比,确定了最优网格数量,核准了商用CFD软件的可靠性,计算获得的性能特性曲线和基元级性能与试验数据结果具有较好的一致性。通过对NASA Stage35转子叶尖区域流动特性分析表明:压气机发生流动失稳现象极有可能是由于在转子叶尖区域近压力面侧形成的低速流团堵塞叶栅通道造成的。在近失速工况,泄漏流和主流相互作用形成泄漏涡,泄漏涡和叶片前缘激波在流道中发生强烈干涉。同时,叶尖间隙泄漏涡经过激波后膨胀,间隙泄漏涡发生破碎,结构发生巨大变化,造成转子近叶尖区域的低速流团。