微射流作动器三维外流场数值模拟

采用有限体积法求解Faver平均N—s方程，对三维、粘性、非定常、不可压微作动器外流场进行数值模拟。计算结果揭示了微射流产生、发展与耗散的过程，和实验中观察到的现象比较吻合。旋涡对沿展向的不稳定性是涡环破裂、旋涡对的相干性消失的主要原因。二次涡的发现为以后研究微射流旋涡对的细微结构打下良好的基础。     

地面试验模拟高空等离子体流动控制效果

提出了一种利用地面试验研究不同海拔高度等离子体流动控制性能的方法,该方法基于等离子体诱导射流雷诺相似原则,首先通过测量不同气压下静止空气中等离子体诱导射流的雷诺数,确定地面模拟等离子体激励器的结构和激励参数,然后将该激励器用于风洞试验,最后根据风洞试验结果评估等离子体在不同海拔高度处的流动控制效果。利用该方法研究了等离子体控制临近空间S1223翼型,结果表明相同工作条件下等离子体诱导射流最大速度随着海拔高度增加而增大,但射流雷诺数逐渐降低;高海拔低气压下除了切向壁面射流,等离子体在激励器上方诱导出一个高速向下的法向射流;采用雷诺相似等离子体激励器控制雷诺数为7.1×104的S1223翼型表面流动,攻角为6°~20°时升力系数增大27%~43%,表明采用等离子体流动控制技术后临近空间飞行器的升力特性可得到显著提升。     

基于火焰面和射流模型的双模态冲压燃烧室一维性能计算

为了快速地得到双模态燃烧室中的参数分布,采用射流模型,获得燃料混合分数的时均值、脉动值以及当量标量耗散率的时均值在双模态冲压发动机燃烧室中的三维分布;采用火焰面模型得到燃烧组分和释热分布,将三维信息通过流道横截面面积平均加入到一维非稳态计算模型,求解流动控制方程得到双模态燃烧室一维参数分布。通过不同类型算例验证,表明该方法能较准确地预测燃烧内壁面压力的变化趋势,克服了燃料射流非一维因素对一维计算方法带来的不利影响。     

斜出口合成射流组流场特性PIV实验研究

提出了斜出口合成射流组的概念,应用PIV相位锁定技术对典型单缝、双缝和三缝斜出口合成射流组非定常流场结构进行了测试,并对出口间距比参数变化对斜出口合成射流组沿壁面的动量输运影响特性进行了探讨。结果表明：三缝斜出口合成射流组具有更强的沿壁面动量输运特性,具有更高的合成射流激励器能量利用效率。相邻射流出口间距比是影响斜出口合成射流组动量输运的重要参数,研究结果指出当间距比S/H＝3．0时,斜出口合成射流组具有较强的沿壁面动量输运特性。     

用于叶尖射流扩稳的Coanda喷嘴参数化研究

为提高压气机叶尖射流扩稳研究中喷嘴的附壁性能,采用数值方法研究了Coanda表面形式以及喷嘴宽度对Coanda喷嘴附壁性能的影响。计算结果表明:Coanda喷嘴的附壁性能与喷嘴上型线出口段的曲率密切相关,上型线出口段曲率大于1/6 mm-1时,喷嘴的附壁性能随着上型线出口段曲率的减小而提高;上型线出口段曲率减小到1/6 mm-1后,喷嘴的附壁性能不再改变。型线确定后,喷嘴的附壁性能随喷嘴宽度的增大而降低。     

基于前缘平行射流的缝翼噪声控制研究

为了降低缝翼噪声,提出了一种基于前缘平行射流的缝翼噪声控制技术,利用数值计算验证了该方法的有效性,并分析了其噪声控制机理。采用FREQUENZ两段翼型,利用DDES混合方法进行二维非定常数值计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性。计算结果表明平行射流基本不影响翼型的气动力特性,同时缝翼的中低频噪声得到有效的抑制,宽频噪声强度也有所减弱。通过对时均流场和瞬态流场的分析,初步阐述了两种降噪机理:(1)平行射流与缝翼尖端分离流相互作用,改变了剪切层中的大尺度拟序结构,展向涡的尺度及其不稳定性均得到有效抑制,从而减弱了剪切层与缝翼压力面撞击而产生的压力脉动,达到降低声源强度的目的;(2)射流减小了回流速度,削弱了声反馈机制。     

飞翼布局无人机微射流控制参数影响数值模拟

开展了微射流控制参数对飞翼布局无人机(UAV)气动特性影响规律的研究。建立的流动控制模型及数值模拟技术经过了TAU0015翼型流动控制试验校核。设计了布置于飞行器前缘和1%c处的8套阵列式微射流控制方案,研究了微射流技术的气动控制效果,分析了典型流动控制参数对控制效能的影响规律。研究结果表明:微射流技术可以有效改善飞翼布局UAV大迎角下的流动分离现象,升力系数增幅达25%,布置于飞行器前缘和内翼段的射流激励器控制效果较优,较大的射流动量系数对流场影响较大,最优的无量纲射流频率为1。     

火箭发动机燃气射流驱动液柱降噪实验

为了研究单兵火箭燃气射流噪声抑制的方法,设计了液体水柱放置在尾管中,采用高速摄影系统观察了高温高压燃气驱动液体水柱在大气环境中的扩散过程,并对气液混合物射流噪声声压进行了测量,对比了有无液体水柱两种状态下射流的测试结果.实验结果表明,在尾管中放置液体水柱后,由于气液之间的相互作用,改变了燃气射流流场结构以及降低了射流特征参数.通过与无液体水柱的燃气射流对比,发现有液体水柱时整个测点区域的噪声声压级峰值均有较大幅度的降低,且地面对声波的反射也减弱,噪声声压级峰值随着测点偏离射流中心轴线角度的增大而逐渐减小.因此,放置液体水柱后起到了明显的降噪效果,在偏离角为45°位置声压级峰值降低了6.4dB,验证了此方案的可行性.      

基于边缘射流的起落架气动噪声控制研究

:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的.     

某航空齿轮润滑喷嘴结构对喷嘴射流特性的影响研究

为了研究喷嘴结构对喷嘴射流扩散角和射流流量的影响,采用基于FLUENT的大涡数值模拟方法对喷嘴三维射流流场进行了二相流仿真和单相流仿真,分别通过高速可视化和喷射滑油称重的方法测量了喷嘴射流扩散角和射流流量,并用测量结果对二相流仿真和单相流仿真进行了合理性验证.当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°之间时沿喷孔轴线距喷孔出口100mm范围内射流扩散角近似为零,且增加喷孔直径、喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角或者减小喷孔轴向长度均会引起射流流量的增加.结果表明:当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°的范围内变化时对射流扩散角的影响很小;喷孔直径、喷孔轴向长度和喷孔轴线与上游管道轴线的夹角通过影响局部损失和沿程损失,从而影响喷嘴射流流量.