典型气动问题试验方法研究的综述

吸气式高超声速飞行器机体与推进系统高度一体化,飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。本文简要分析了吸气式高超声速飞行器的主要气动问题和试验需求。针对机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型试验,梳理了国内外相关风洞试验的研究思路,提出了上述三类典型风洞试验应模拟的参数,对地面试验难以模拟的重要参数进行了影响分析。根据现有试验设施的模拟能力,总结了三类典型风洞试验方法,并提出了机体/推进一体化性能数据准确获取的有效方法。     

不可压平板边界层转捩机理

基于扰动形式N-S方程,从空间模式的角度,采用Fourier伪谱及MPI(massage passing interface)并行方法,模拟了不可压平板边界层从层流到湍流的转捩过程.通过对计算统计数据的分析,比较了不同幅值入口扰动引起的转捩过程的同异.研究结果表明:当层流中扰动幅值逐渐增大后,非线性作用将修正平均流剖面,表现为不稳定区域逐渐扩大,很多高次谐波被激发.当平均流剖面被修正到一定程度时,不稳定区域变得很大,这使得更多的高次谐波被快速激发并迅速增长,即转捩过程开始.由于大量谐波快速增长导致扰动能量快速增长,同时,扰动能量的快速增长又进一步加速了平均流剖面的快速修正,即平均流剖面的不稳定特性发生了改变,这样的相互作用使得层流快速变为湍流,因此,平均流剖面不稳定特性的改变在转捩过程中起到了关键作用.      

引气在超声进气道中的研究现状及应用探讨

激波/附面层干扰现象的存在严重影响超声进气道的气动性能和稳定工作范围。经过50多年的研究和实践,引气作为主动控制的有效方式,现已广泛用于超声进气道的流动控制。从附面层控制引气和稳定性控制引气两个方面对引气在超声进气道中的研究应用进行了回顾。阐述并总结了引气对激波/附面层干扰的控制机理及其对超声进气道流动稳定性的影响,展望了高超声速进气道中引气技术的发展趋势。     

三角翼无人机受损升阻特性的数值模拟

使用CFD软件求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A模型,数值模拟了无损无人机和受损无人机的绕流流场,揭示了马赫数和雷诺数对无人机升阻特性的影响规律,分析了不同位置、不同尺寸损伤孔对无人机升阻特性的影响规律.计算结果表明,机身受损对全机的升阻特性影响较小;机翼受损导致气流分离,严重影响全机的升阻性能,造成全机升力减小,阻力增大;尾舵位置受损对全机升力影响较大,对全机阻力影响较小.     

湍流边界层各向异性张量模式的实验研究

使用高时间分辨率粒子图像测速技术在水槽内精细测量平板湍流边界层内不同流向、法向位置的瞬时速度矢量空间场的时间序列信号。利用实验数据对湍流各向异性的涡黏张量模式进行了实验研究,给出了湍流边界层不可压缩槽道湍流中各向异性的涡黏张量各分量的空间分布规律。各向异性的涡黏张量分量的空间分布揭示了流向平均速度的法向梯度对雷诺应力三个分量的不同贡献。涡黏张量三个分量空间上的不同规律说明对涡黏张量的各向异性的考虑是合理的,而各向同性的涡黏模型不适宜描述剪切湍流雷诺应力的物理本质。     

吸附式低反动度轴流压气机气动设计原理

针对亚声速及超、跨声速轴流压气机,全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,指出了该思想的具体实现形式、应用条件以及各参数之间的相互影响.指出针对亚声速轴流压气机,可利用动叶出口轴向速度提升或增加动叶入口正预旋以降低动叶中扩压因子从而确保动叶流动效率;而针对超、跨声速轴流压气机,可通过提升动叶入口激波后的轴向速度实现气流在动叶中大幅折转并保证动叶效率.其出口轴向速度选取,需兼顾动叶效率以及下游静叶栅入口马赫数以及气流角需求.最后总结了吸附式低反动度轴流压气机的研究进展.      

超声速湍流边界层中横向声速喷流的混合LES/RANS模拟

通过对超声速湍流边界层中横向声速喷流的计算,对一种混合大涡/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)模拟方法进行了测试,该方法采用一个依赖于到壁面的距离及当地湍流参数的混合函数结合两方程k-ω SST(shear stress transport)湍流模型和混合尺度亚格子模型来封闭湍流项.计算结果表明:混合模拟方法能够捕捉到喷流/湍流边界层相互干扰的非定常大尺度结构,且对分离区长度、壁面静压峰值和膨胀区静压分布的计算精度要高于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法.      

高负荷扩压叶栅中附面层吸除技术实验研究

通过分析某高负荷压气机叶栅内部的流动状况,确定了端壁开槽吸气以及端壁与吸力面同时开槽吸气两种附面层吸除方案,并在低亚声速条件下进行了风洞吹风实验。结果表明,附面层吸除是一种提高高负荷压气机叶栅气动性能的有效措施,通过吸走附面层流体可以改善壁面附近流动状况,角区分离减弱,流道内高损失区范围减小。随着吸气量的增加,改善压气机叶栅性能的效果越显著。吸气方案不同,其作用机理也不一样。     

低雷诺数下翼型分离流动抽吸控制特性研究

为了系统研究抽吸系数和抽吸方向对抽吸效果的影响以及抽吸效益与抽吸能耗之间的关系,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Roe格式和双时间步隐式算法(LUSGS),从抽吸系数、抽吸方向和抽吸能耗等方面,数值研究了低雷诺数下多孔分布式抽吸结构对流动分离的控制效果,通过边界层速度线型的变化分析了抽吸控制机理。研究结果表明:在翼型吸力面流动分离点附近一定区域内进行抽吸,可有效抑制流动分离,改善翼型气动性能;随着抽吸系数的增加,升阻比先是快速增长然后缓慢下降,且升阻比最大值提高了约1.3倍。抽吸控制能量消耗评估显示抽吸系数在合理范围内时,控制能耗明显小于控制效益。抽吸角度对抽吸控制有显著影响,当抽吸角度较大时,不仅翼型升阻比获得了提升,而且抽吸控制所消耗的能量也会进一步减少。这些结果有助于进一步为流动控制设计提供新的思路和方法。     

后掠激波边界层干扰的有利影响

本文分析和对比了正激波和后掠激波/边界层干扰的机理,并用几个典型的算例说明了其差别.本文的结果指出,由于后掠的压力梯度方向垂直于激波,并且边界层内速度存在平行于激波的横向分量,会导致边界层内的速度分布形成空间"扭曲",可以阻止部分边界层进入激波后,并使穿过激波的部分边界层气流形成向两侧发散的趋势.这证明利用后掠激波/边界层干扰效应控制边界层是可行的.这也是实现近年来国内外兴起的"无隔道进气道"的关键机理之一.