离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究

针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流／层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600 r／m,对应叶尖切向速度为25～40 m／s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度 DRE 诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

带CDFS的核心机过渡态数值模拟方法研究

针对带核心驱动风扇级(CDFS)的核心机过渡态数值模拟获得的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果不一致的问题,进行了原因解析和模型改进。通过分析影响CDFS加、减速工作线的主要因素,发现引起该问题的原因,是外涵放气系统节流位置随核心机状态改变,容腔容积偏离了物理容积。在分析容腔效应原理的基础上,提出以虚拟容积代替物理容积计算CDFS工作线的方法,并对模型进行了改进。改进后的模拟结果表明:采用虚拟容积计算的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果一致,可满足带CDFS的核心机过渡态数值模拟要求。     

超声速混合层转捩过程实验研究的进展

超声速湍流机理的实验研究是一件十分困难的工作.在2000年以来,本研究小组在低噪声超声速混合层风洞研究、超声速流动精细结构测量技术研究方面取得了重要进展,这给超声速混合层湍流精细结构的研究奠定了基础.为了研究超声速混合层及其气动光学问题,在研制的超声速混合层风洞中,主要以基于纳米技术的平面激光散射技术(Nano-trace Planar Laser Scattering,简称NPLS)为基础,研究了几种对流马赫数的超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构,以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程.实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构,以及转捩过程的展向精细结构.     

有、无障碍物爆震管起爆过程的CE/SE模拟

用时空守恒元和解元(CE/SE)法模拟有无障碍物情况下爆震管二维爆震波的形成和传播过程,分析爆震波的不同机理,研究在较低能量下,点火区温度、爆震管管径以及障碍物对爆燃-爆震转捩过程(DDT)的影响.控制方程采取无量纲形式,用拓展的隐式梯形法实现刚性源项积分.研究表明,点火能量与点火压力相关,在较低的点火能量下,可以通过提高点火温度、减小爆震管径及加入障碍物加强爆震过程,减小爆燃-爆震转捩过程DDT时间和距离.为研究爆震波点火和DDT过程提供了理论依据.      

变循环发动机总体结构和模式转换机构研究

根据1种涡扇发动机的总体结构设计方案,围绕变循环特征的适应性进行了改进设计,给出了变循环发动机的总体结构初步方案,设计了模式转换原理及其结构实现方案;以其可调面积涵道引射器的设计为例,进行了模式转换机构运动仿真及其关键件的有限元分析,从机构运动和强度分析方面确定了该方案的可行性.     

高超声速圆锥边界层转捩数值研究

以类似于处理湍流脉动的方式来模型化非湍流脉动,考虑湍流的间歇性特征及引起超声速流动失稳机制,研究包括转捩起始位置及转捩区范围的高超声速流动转捩问题,发展可反映扰动模态和可压缩性影响的两方程SST转捩/湍流模式.针对尖锥模型,在马赫数6、攻角O°～2°时,采用第二模态(Second-mode)机制,预测并比较完全层流态、完全湍流态,以及自然转捩发展过程中的表面热流、表面摩阻等气动特性.     

30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文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,在与相应试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、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,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,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。     

考虑转捩影响的风力机翼型气动特性计算研究

基于二维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,耦合eN数据库方法进行流动转捩判断,采用SA湍流模型计算了风力机专用翼型DU91-W2-250的气动特性,得到了雷诺数Re=1.0×106时,攻角在-11°~12°范围内该翼型的升力和阻力特性曲线及压力分布。通过对全湍流计算结果、耦合转捩判断的计算结果及实验数据的对比,表明考虑转捩因素后的计算结果与实验结果吻合更好,说明要准确模拟风力机翼型的绕流,必须考虑转捩影响。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。