基于浸入边界法的低雷诺数流固耦合数值模拟(英文)

提出一种基于SIMPLE算法的非定常流固耦合计算方法。流体Navier-Stokes方程空间采用非结构化网格有限体积法离散,时间项采用了欧拉隐式方法。利用浸入式边界方法模拟静止或者运动固体区域,流固界面作用力通过流体体积(VOF)方法进行处理。从而可以用固定网格求解任意复杂区域中的流固耦合作用。本文模拟了低雷诺数静止及振荡圆柱绕流,所得结果与文献中贴体网格计算结果吻合,从而验证了本文方法的合理性和正确性。     

宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.      

带脉冲式涡流发生器的低压透平叶片流动控制数值模拟

 基于Langtry-Menter转捩模型的SST两方程模型,通过数值求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,详细研究了脉冲式射流涡流发生器(pulsed VGJs)对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了pulsed VGJs流动控制机理以及脉冲频率和占空系数在流动分离控制过程中的内在关联。数值计算结果表明,pulsed VGJs的引入能够有效抑制甚至消除低雷诺数条件下叶片吸力面上的流动分离,减小总压损失和尾迹宽度。在pulsed VGJs流动控制中,存在最佳射流参数(脉冲频率f和占空系数DC)以获得最大程度的流动控制效果。当f=10 Hz,DC=0.5时,pulsed VGJs流动控制效果最佳,相对于无pulsed VGJs控制时总压损失减少了58%。     

基于直接配点法的滑翔轨迹快速优化设计

介绍了基于五次Gauss-Lobatto多项式的直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹优化问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为到达指定地点飞行时间最短,控制变量则为无量纲升力系数和倾侧角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到目标位置约束。然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解。仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性。     

通道参数对再生冷却通道流动换热的影响

应用RSM模型对冷却通道的流动与换热进行了三维数值模拟,冷却剂为气氢,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:增加壁面粗糙度使冷却剂换热强化,但会增加流阻损失;在突扩突缩区域会出现旋涡,旋涡使局部流阻损失加大且使湍流加强,壁温在旋涡出现处降低;冷却通道内的流动发展不受入口湍流强度的影响;冷却剂离心力引发径向平面内的二次流动,二次流引起的冷却剂质量重新分布使传热在凹曲率段强化,凸曲率段恶化.      

高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.      

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。     

冲角变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响

航空发动机涡轮工作效率的损失很大程度在于涡轮叶尖间隙损失,而叶尖区域泄漏流动的形成机理强烈地依赖于叶栅的运行工况,因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响。为此在低速风洞中对三套不同叶片积迭线形状的矩形叶栅进行了实验,测量了间隙内以及沿流动方向8个横截面的气动参数。通过对实验结果的分析和讨论,认为随着冲角的增加叶顶压差与端壁流道横向压力梯度增大,同时叶栅的总流动损失也随之增加。     

多段翼型大迎角分离流动的DELAYED RANS/LES混合算法

多段翼型的大迎角绕流发生大范围附面层分离,具有明显的三维与非定常流动特性。RANS/LES混合算法继承了LES对流动分离区大尺度漩涡准确模拟的优点,避免了纯LES算法需求网格量巨大与亚格子模型壁面函数不成熟等问题,对分离流动的模拟效果优于RANS算法。以S-A湍流模型与Smagorinsky亚格子模型为基础,借鉴DDES的附面层延迟控制思想,构造了可用于对接网格、重叠网格的DELAYED RANS/LES混合算法。研究了GA（W）-1多段翼型的大迎角分离流动及其气动特性。     

介质阻挡放电等离子体对翼型流动分离控制的实验研究

在低速开口风洞中进行了等离子体激励器对NACA0015翼型流动分离控制的实验研究。采用PIV技术,对翼型绕流流场进行了测量,显示了施加等离子体激励后流场的变化。通过五分量天平对升力和阻力的测量,研究了激励电压和激励频率对翼型流动分离控制的规律。研究表明,低风速下在翼型前缘施加等离子体激励,能够有效地控制翼型流动分离,在来流为20m／s时,最大升力系数增加11％,失速迎角增加6°;在给定的流动状态下,激励电压和激励频率存在一个阈值,不同迎角下该阈值不同,迎角越大,分离越严重,对激励强度的要求也越高。