新型多排针式附面层调试技术研究

研究发展了一种新型多排针式附面层调试装置。其主体由三排不同高度的钢针穿过一定厚度的有机玻璃板构成。利用该装置 ,研究了调试附面层速度分布的规律 ,得出了三排针各自高度对附面层厚度和形状因子的影响趋势 ,即第三排针主要影响附面层的厚度δ ,而第一、二排针则主要影响附面层的速度剖面即形状因子H。最后利用该装置调试出了具有相同H值的三种厚度附面层速度分布。其研究工作为以后需要精确调试附面层厚度和形状因子的场合提供了一种简便而又行之有效的附面层调试技术。     

运输类飞机高升力构型数值模拟研究

高升力装置对大多数运输机的大小、吨位、经济性及安全性都有重要的影响。由于复杂的流动机理、几何外形、支撑机构及驱动系统之间的矛盾关系,导致高升力系统的设计周期很长并且很大程度上依赖于试验[1]。然而,随着计算机软件和硬件的迅速发展,近几年的工程设计中N-S方程应用日趋广泛。在空气动力学设计领域,计算机辅助设计手段已经逐步替代了过去的经验设计手段,并且国内飞机设计单位的科研人员也开始花费越来越多的时间应用流体仿真软件来达到设计目标,而不是像过去那样完全依赖试验结果去设计和分析飞机气动力特性,高升力装置设计也是如此。本文着重对著名的MSES软件和CFX软件在高升力装置模拟中的工程应用进行探索,并和风洞试验结果进行比较,初步研究了高升力装置数值模拟在飞机设计工程应用中存在的一些问题。     

任意二维物体捕捉自由涡的驻定态稳定性分析

证明了任意二维物体能捕捉到的驻定态自由涡最多只有中性稳定性；物表面用抽无助于稳定性。如果有一点源能与自由涡相联，有可能使驻定态自由涡达到真正稳定。     

中介机匣附面层数值计算与试验分析

对位于低压风扇出口和高压压气机进口间的中介机匣壁面附面层的分布作了数值计算和试验研究。采用反积分和差分方法分别求解有分离的紊流附面层和层流附面层方程，对层流分离到紊流再附着，层流到紊流的转捩及紊流分离进行了判别，并测量了不同进口马赫数条件下的中介机匣壁面的静压和附面层厚度的分布，对比情况说明，计算结果和试验数据基本吻合。     

碟形升力体的低速气动特性研究

为改善升力体的低速气动性能,探讨各种措施对升力体低速气动特性的影响,在风洞中对一个碟形低速升力体半模型进行了实验研究.试验结果表明,采用适当的气动设计与附面层控制相结合,可以明显改善升力体的低速气动性能,其最大升阻比达到18.7,与原来相比提高了86%,而且零升阻力降低56%,大迎角气动特性也有一定的改善.实验中还对2种附面层控制方案进行了对比,给出了相应的试验结果,对其控制机理进行了初步的探讨.实验证明该碟形低速升力体气动性能优秀,并且已经成功进行了模型空中试飞.     

超声速喷管起动过程激波结构演化特征

通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。     

水陆两栖飞机的关键技术和产业应用前景

水陆两栖飞机历经百年的发展,已成为飞机大家族中的稀有机型,但其在现代航空工业中的存在价值和意义却不容忽视,其独特的水陆起降特性更使其依然具有在民用和军事多个领域中应用的优势。除了陆基飞机常规的设计制造技术外,水陆两栖飞机特有的关键技术则是其优良水面起降特性的技术保障,也是航空技术发展的一个重要方面。本文从传统布局和现代创新布局两个方面阐释了水陆两栖飞机的设计特点和技术特征以及发展转变,从水陆两栖飞机水动力特性和气动特性等方面分析了影响其发展的关键技术,并探讨了水陆两栖飞机的产业应用领域前景以及技术发展方向。     

涡流发生器和附面层抽吸相结合对于低速压气机叶栅性能的影响

为了分析微型涡流发生器(MVG)和附面层吸气(BLS)相结合的方法对高负荷轴流压气机流动特性的影响,将一种弯曲的微型涡流发生器与缝式吸气槽进行不同组合,共组成五组控制模型进行对比。其中,微型涡流发生器安装在叶片上游端壁上,缝式吸气槽位于叶片吸力面靠近尾缘处。计算结果说明:在设计攻角下,COM控制方法在使总压损失明显减小的同时增加静压系数,性能优于单独使用MVG,却不及只使用BLS的控制方法。在失速攻角下,MVG产生的尾涡将位于叶片吸力面-端壁角区之间的低能流体和主流充分混合,使得总压损失大幅度减小了11.54%。在吸气量为1.5%时,COM控制方法可以使总压损失减小达14.59%。     

变攻角下端壁非定常脉动抽吸对高负荷压气机叶栅性能的影响

为进一步探究非定常脉冲抽吸控制高负荷压气机叶栅流动分离的机理,考察非定常脉动抽吸在变攻角下的适应性和可行性,采用非定常数值方法,系统研究了变攻角下,非定常脉动抽吸对流场性能的影响,并将其与传统的定常抽吸进行了比较分析。结果表明,在设计攻角下,保证相同的时均抽吸量,非定常脉动抽吸控制效果明显优于定常抽吸;在时均抽吸量ms=0.4%时,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸都展现出更好的性能,在最优频率时,损失减小了9.4%,静压升提高了12.9%,相比于定常抽吸损失减小了4.2%,静压升提高了4.7%。在变攻角下,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸控制效果相比于定常抽吸仍具有较大优势;但大攻角下,非定常脉动抽吸和定常抽吸控制效果均有所下降。     

非设计状态下尾迹输运对高负荷低压涡轮附面层的影响

为了研究非设计状态下的上游尾迹在叶栅通道内的形态演化与发展,分析尾迹与叶片吸力面附面层的相互作用,基于高负荷低压涡轮(LPT)叶型Packb对非设计状态下尾迹输运进行了研究。研究主要通过数值模拟的方法进行,使用CFX软件,利用LES模型耦合Smagorinsky亚格子模型。讨论了非定常来流0°和+10°攻角工况下,尾迹与吸力面附面层相互作用的差异。分析发现,+10°攻角工况时,尾迹对附面层转捩的促进作用较0°攻角工况时更为显著;+10°攻角工况时,尾迹与附面层的相互作用时间更长,尾迹诱导转捩的起始位置更靠上游。