强制转捩对高超声速进气道性能影响

针对一个高超声速进气道,设计了不同高度的钻石形和斜坡形转捩带,在来流马赫数为6,攻角为1°工况下,通过风洞试验与三维数值模拟相结合的方法,研究了转捩带对进气道壁面热流密度、压强、隔离段入口处总压和马赫数分布的影响.数值计算与风洞试验在壁面压强、进气道总压和马赫数上吻合较好,在壁面热流密度上相差约35%.研究结果表明:钻石形和斜坡形转捩带都可以有效地实现强制转捩.此外,随着转捩带高度的增加,转捩区域逐渐前移,直至转捩带后缘.对于已经起动的进气道,转捩带对进气道下壁面静压几乎不产生影响,但会使得隔离段下壁面附近的总压和 马赫数有所下降,从而导致从隔离段入口直至整个隔离段的质量加权总压和流量均下降3.5%左右,而质量加权马赫数的下降量则并不明显,在1%左右.      

平板湍流转捩过程中Λ涡和环状涡的周围流场研究

采用高精度湍流直接数值模拟技术,对平板流动转捩过程中的涡系结构,尤其是Λ涡和环状涡附近的流场进行了详细的研究.高分辨率的数值模拟给出了实验手段无法得到的全流场信息,以及雷诺平均纳维斯托克斯方程方法(RANS)无法给出的精细涡结构信息.数值模拟在精确捕捉Λ涡和环状涡等转捩过程中典型涡系结构、上喷和下扫等典型流动现象的同时,发现了一些与传统认识所不同的现象:1)Λ涡并不是当地涡量集中的地方;2)环状涡的附近存在一个速度显著大于远场来流速度的区域.这些现象对传统湍流转捩理论提出了挑战,并引发人们对湍流生成与维持机理的进一步研究.     

高负荷低压涡轮时序效应数值模拟与试验验证

为了研究上下游叶片的相位对低压涡轮流动的影响机理，使用商用 CFX 软件进行数值模拟，并辅以试验校核。选取了 0°和180°2个流动相差较大的相位，分析边界层分离与转捩、边界层积分参数，对吸力面的载荷系数、壁面剪力、附面层形状因子及 动量厚度等进行对比，并从边界层的瞬态流动分析着手，在1个尾迹扫掠周期内对Klebanoff条纹、K-H涡等结构进行分析。结果 表明：不同相位的流动特性差异主要取决于势流的压力扰动与速度扰动的相位，这将决定尾迹诱导转捩与寂静区之间的主导关 系。当压力扰动与速度扰动同相时，寂静区处于逆压梯度逐渐增强的阶段，保持层流的能力被削弱；反之当二者异相时寂静区强 度较大，尾迹诱导转捩带来的湍流损失可以被寂静区平衡。通过瞬态分析可知，0°相位尾迹诱导全展向K-H涡的卷起，全展向涡 的破碎会带来较大的能量耗散，且其诱导的Klebanoff条纹强度较大，二者共同作用使得尾缘动量损失较大。     

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中常采用的前最转捩和后最转捩的特点以及使用中的限制，通过某超临界机翼的试验与数值计算压力分布的比较，重点分析了不同位最的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对机翼测压试验中所出现的问题做了分析。通过对高雷诺数风洞试验结果的研究，讨论了低雷诺数风洞中利用自由转捩技术模拟高雷诺数情况下机翼压力分布问题。     

对层流边界层稳定性与转捩的实验研究

本文用可控热脉冲输入临界层的方法研究了平板层流边界层的稳定性与转捩。主要结果说明在扰动增长的初始阶段,即使有三元扰动分量的存在,二元线性理论仍适用。研究还表明次谐波转捩出现在较低的起始扰动水平或较低的雷诺数,所以不论对人工转捩或转捩抑制都是值得注意的现象。     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型，当湍流度小于，当湍流度小于０．１％时，附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于０．１％ 后则影响明显；而对ＮＡＣＡ００２４对称翼型西式春表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。     

10°尖锥气动特性边界层转捩诱导量的测定研究

本文用风洞实验的方法在国内外首次测出了１０°尖锥气动特性的转捩诱导量，包括转捩诱导法向力及其作用点，转捩诱导俯仰力矩和尖锥压心的转捩诱导量。研究结果表明，这些转捩诱导量随Ｒｅ数的变化趋势合理，具有确定的规律性。研究认为，这些转捩诱导量产生的原因是细长锥边界层转捩的不对称性。利用这些结果，可以很好地解释边界层转捩何以对细长锥的气动静稳定性和气动稳定性产生极为显著的影响以及静、动稳定性转捩诱导量之间的相关现象。此外，这个研究结果还有助于证明边界层转捩将影响物面的压力分布。本研究是在Ｍ＝５，α＝０°的流场中完成的，实验的Ｒｅ数范围为ＲｅＬ＝２．８×１０６～１３．８×１０６。     

主流湍流度和物面粗糙度对层流边界层转捩影响的计算

本文利用二阶湍流模型方法,导出主流湍流度和物面粗糙度对层流边界层转捩位置影响的规律。计算结果和实验数据比较一致,说明这种计算方法具有工程应用价值。     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型（翼弦长300mm），当湍流度小于0.1％时，对附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于0．1％以后则影响明显；而对NACA0024对称翼型（弦长400mm）模型，其表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。对于两个不同尺寸的层流翼型模型（弦长分别为300mm和800mm）而言，当雷诺数大于某一位后转按点位置才受雷诺数的影响，对于NACA0024对称翼型模型，其表面阻面层的转捩点位置也不受雷诺数影响，且转捩点位置与变湍流度情况下在同一位置上。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。