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。     

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。     

多段翼型高精度数值模拟技术研究

采用五阶精度的加权紧致格式(WCNS)数值模拟了NLR7301两段翼型、30P 30N三段翼型的复杂流场,主要目的是考核WCNS格式模拟多段翼型复杂流场的能力,研究湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应实验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。研究结果表明,基于WCNS格式,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对边界层速度型和阻力系数的模拟精度较差;模拟实验的转捩位置可以改善边界层和尾迹区的模拟精度,提高阻力的数值模拟精度。     

适用于可压缩流动的γ-Reθt-fRe转捩模型

基于γ-Re_θt转捩模型的框架,发展了考虑流动可压缩性的γ-Re_θt-f_Re转捩模型。针对已有的转捩准则引入可压缩性修正,并利用基于参考温度法获得的雷诺数可压缩性比拟关系f_Re修正现有基于不可压缩流动的转捩关联函数。为实现模型的局部性,构建了额外的雷诺数可压缩性比拟关系f_Re输运方程。利用所发展的γ-Re_θt-f_Re转捩模型对不同流动条件的转捩算例进行考核并和基本γ-Re_θt转捩模型进行对比,结果显示,γ-Re_θt-f_Re转捩模型实现了从低速至高速的无缝统一模拟能力。在低速流动条件下,γ-Re_θt-f_Re转捩模型自动恢复为基本γ-Re_θt转捩模型;在超声速和高超声速流动条件下,γ-Re_θt-f_Re转捩模型显著改善了流动转捩的起始位置和转捩区发展的预测。     

三种典型翼型边界层稳定性对比分析

为了便于工程上翼型的选取及优化,本文针对三个典型翼型边界层稳定性进行对比分析。首先采用eN方法对翼型SD8020进行转捩预测,并采用萘升华实验法检验数值计算的准确性。再利用该数值方法对比了三种典型翼型上表面的转捩位置、不同弦长雷诺数下的压力系数分布、扰动增长率以及最不稳定扰动波的频率。分析结果表明,在相同弦长雷诺数下,NACA0012最先发生转捩,而NACA64-204和RAE2822都保持着较长的层流区;压力梯度对扰动增长有很大影响;同一翼型随弦长雷诺数增长,转捩点雷诺数变大,而不是工程上常采用的固定值。     

跨声速自然层流短舱气动设计和风洞试验研究

当边界层从层流转变为湍流时,表面摩阻显著增加。因此,准确预测短舱表面边界层的转捩位置才能准确预估表面摩阻,从而有效评估短舱外罩型面设计对全机阻力带来的影响。目前,工程上被认为最有理论根据的转捩预测方法是基于线性稳定性理论的e^N方法。本文以宽体客机发动机翼吊短舱为研究对象,分析了巡航状态下短舱表面边界层的稳定性特征,并对边界层的转捩位置进行了预测。首先,基于多块网格并行计算的CFD求解器得到基本流场,采用线性稳定性理论分析了典型工况下短舱边界层的稳定性特征;之后,采用e^N方法给出了短舱表面转捩线的分布,并分析了攻角和巡航马赫数变化对边界层稳定性和转捩位置的影响规律。结果表明,巡航状态下,短舱表面边界层的转捩主要由T-S波失稳导致,横流方向的速度分量大小不到边界层外缘流速的3%,横流不稳定性的影响较小。攻角增大,短舱背风面及侧面大部分区域的转捩位置前移,而迎风面附近转捩位置明显后移。马赫数越大,T-S不稳定波的频率范围和增长率均减小,边界层更稳定,转捩位置更靠后。     

高超声速边界层转捩的若干问题及工程应用研究进展综述

高超声速飞行器绕流存在着激波、边界层、流动分离、稀薄气体效应和高温气体效应等多种复杂流动现象的空气动力学问题,其中高超声速边界层转捩既是空气动力学的基础问题,也是高超声速流动研究的热点和难点。若能对边界层转捩进行准确预示及有效控制,则可以实现对飞行器气动力热特性的精细设计,改进飞行器性能,提高任务执行能力。文章针对工程中具有复杂外形飞行器存在的典型失稳特征进行了研究进展回顾,提出了工程实际中亟需解决的复杂边界层转捩问题,明确了高超声速边界层转捩研究的工程应用方向。文章最后还对高超声速边界层的流动控制进行了回顾,以期在今后高超声速飞行器设计中实现对边界层的流动控制,提高飞行器的飞行性能。     

抽吸控制对低雷诺数下翼型分离流动的影响简

 为了系统研究抽吸区域相对于分离点的作用位置、孔间距和孔径对抽吸控制翼型分离流动效果的影响,以NACA0012翼型表面分离流动为基准状态,在其吸力面设计了局部多孔抽吸结构,采用AUSM⁺-up格式、大涡模拟方法和双时间步长（LU-SGS）隐式算法,对低雷诺数下多孔分布式抽吸结构对流动分离的控制效果进行了数值研究。研究结果表明：当抽吸区域位于分离点之后时,抽吸控制效果最好;抽吸系数不仅存在一个下限值以达到快速、有效的控制效果,而且有一个上限值以保证抽吸控制品质因数（FOM）大于1;孔间距和孔径对翼型气动性能的影响较小,但对FOM分布的影响较大。     

γ-Re_θ转捩模型的标定与应用

简单介绍了γ-Reθ转捩模型,并在mbns3d内部软件上实现。应用零压力梯度平板试验数据对关联函数进行了标定,得到了一组关联函数。对A-aerofoil迎角13.1°及13.3°进行了验证计算,结果表明该模型可以比较准确模拟转捩效应,提高了升力、阻力计算精度。随后研究了NLR7301两段翼型,通过应用环量修正及转捩模型提高了阻力计算精度,阻力最大误差控制到4%以内。     

低负荷和高负荷压气机叶栅气动性能的实验和数值模拟

为了明确采用高负荷设计及一般设计(低负荷)方法的压气机气动性能和流动转捩的差异,进行了不同攻角下的叶栅吸力面流谱绘制和参数测量实验.并基于实验边界条件,采用γ-θ转捩模型开展数值研究.结果表明:与低负荷叶栅相比,随着攻角的增大,高负荷叶栅主流附面层由附着流变为分离流,尾迹的宽度和损失强度增加,并与角区分离融合为一个\"带...