螺旋桨等离子体流动控制的增效实验

实验依托搭建的螺旋桨等离子体流动控制测试平台,基于等离子体附壁射流抑制边界层分离的两种机制,采用等离子体射流与来流方向相同的正向射流方式和与来流方向相反的逆向射流方式,研究了微秒脉冲等离子体射流对螺旋桨三维流动分离的控制效果,对比分析了两种射流方式增效特点.实验结果表明:在螺旋桨转速为300r/min,电压峰值为8.5kV,脉冲频率为10~160Hz范围内,正向射流有利于减小螺旋桨转矩,逆向射流对转矩的效果则相反.两种射流方式均提高了螺旋桨拉力和效率,同时其控制效果受脉冲频率的影响较大;正向和逆向两种射流分别使螺旋桨效率最大提高了11.56%,2.79%.      

平衡空气模型的流动稳定性及转捩预测

研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型,黏度和导热系数采用混合律,同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递,在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下,对平板边界层流动的稳定性进行了分析,给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明:高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并,共同影响转捩;高温真实气体的流动稳定性特征,随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致;与完全气体相比,真实气体的相对增长N值包络线较小,表明高温真实气体将抑制转捩发生.      

S弯进气道内附面层抽吸控制对风扇级性能的影响

为了探讨某S弯进气道出口畸变在其后风扇级内的演变过程以及对风扇级性能的影响,在单独对该进气道进行抽吸控制数值研究并优选出最佳方案后,将最佳方案应用到进气道加风扇级的全流道,进而展开全流道数值研究,着重探讨了抽吸控制前后风扇级性能及内部流场结构变化.结果表明:吸气后风扇级整体性能有较大幅度提升,堵塞流量及最大效率分别增加约0.63%和0.57%;进气道出口低能流体在接触转子之前始终聚集在沿程截面底部,所占区域面积沿流向逐渐减小;接触转子至动叶前缘区间内,畸变流体沿动叶旋转方向的相反方向发生偏移,最终覆盖约3个流道;静叶中畸变流体所处流道内的静叶吸力面发生严重的流动分离,且分离主要发生在50%叶高以下,吸气后略有减弱.      

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

高超声速进气道快速破膜开启的流动特性

进气道处于起动状态是保证超燃冲压发动机正常工作的前提,进气道帽罩快速开启时的非定常效应可以有效提高进气道的起动能力。采用非定常数值计算深入研究了唇口帽罩不同安装位置开启时的非定常效应对进气道起动过程的影响,分析了不同帽罩安装位置开启时进气道流场的演化过程,并揭示了喉道分离泡的形成机理。研究结果表明,当帽罩上游不存在分离泡时,破膜非定常激波在压缩面反射,与上游复杂波系作用形成沿壁面的低速流,在唇口激波作用下在喉道形成分离泡。帽罩安装靠近唇口可通过缩短激波/边界层作用距离减小低速流动区范围,进气道临界起动内压比随之增大;而当帽罩上游出现大分离泡时,分离泡会先演变为低速流,之后在唇口激波作用下重新聚集形成大尺度分离,进气道临界起动内压比显著降低。     

喷注壁面楔状流层流边界层速度与温度相似解

建立了壁面有喷注的楔状流层流边界层冷却数学模型,求解经相似变换得到的描述无量纲流函数和无量纲温度的常微分方程,获得了楔状流层流边界层无量纲速度和温度的相似解,给出了考虑壁面喷注边界条件的形式简洁、物理意义明确的无量纲流函数拟合式;用Runge-Kutta法求解无量纲速度与温度的常微分方程,获得了壁面有喷注的楔状流层流边界层无量纲速度和温度随楔形角、吹风参数、冷却介质温度的变化规律.通过计算0°,18°和36°楔形角的楔状流层流边界冷却速度与温度分布得到以下结论:楔状流速度边界层和温度边界层厚度都随楔形角的增大而变小,随着吹风参数的增大而增大;当冷却介质温度越低、吹风参数越小、楔形角越大时,靠近壁面处楔状流层流边界层内温度梯度越大.      

面向机载机电管理系统的CAN应用层协议设计

针对飞机机电综合管理系统的通信需求和控制策略,提出一种基于双通道和总线冗余的控制器局域网(CAN)的通信方法,以CAN2.0B协议为基础,制定CAN应用层通信协议。该协议完成报文结构设计,对每个功能段的含义和用法进行详细说明;系统各节点采用双滤波器模式,实现点对点和广播通信功能。基于本协议成功搭建面向机电管理系统的CAN总线通信仿真验证环境,实际通信测试结果表明:该冗余CAN总线系统工作稳定、可靠,应用层协议具有总线负载抖动较小、通讯实时性和可靠性较高的特点。     

喷注壁面外掠平板层流边界层速度和温度的HPM-Padé解析解

运用HPM-Padé(同伦摄动-帕德逼近)法导出了当喷注流体速度与距平板前缘距离的平方根成反比时,不可压缩常物性流体外掠平板层流边界层内无量纲速度和无量纲温度解析表达式,无量纲流函数1阶导数的HPM-Padé解析解与4阶龙格库塔法的数值解结果一致.利用HPM-Padé解析解研究了喷注系数和流体Prandtl数对速度和温度分布的影响.结果表明:Prandtl数越大,温度边界层越薄,壁面温度梯度越大;喷注系数越大,速度边界层厚度和温度边界层厚度越大,壁面速度梯度和壁面温度梯度越小,壁面喷注对平板有隔热作用;当喷注系数为0.619时,壁面的速度梯度和温度梯度为零,高温来流向壁面的传热被喷注流体完全阻隔.     

基于DES方法的高超声速激波/边界层干扰的双微楔控制数值研究

高超声速飞行器在流场中通常会伴随激波/边界层干扰(SWBLI),其引发的流动分离将导致进气道性能下降。采用湍流离散涡模拟(DES)方法、结合有限体积离散方法与自适应网格加密(AMR)技术对来流马赫数为7.0的流场中SWBLI诱导的流动分离进行数值模拟,并分别采用单、双微楔对其进行控制。针对流场结构、近壁面流向速度、压力梯度及总压损失等参数,分析讨论了不同双微楔流向安装位置对SWBLI的控制效果。研究结果表明:双微楔产生的流向涡对与涡对之间的相互诱导促进了各自流向涡对之间的卷吸作用,使得双微楔对分离气泡的消除效果优于单只微楔;流动总压损失系数随着微楔后缘与分离气泡中心的距离的减小呈先减小后增加的趋势;综合讨论流向涡强度与形状阻力的影响,得到了双微楔最佳流向安装位置。     

Large-eddy simulation of shock-wave/turbulent boundary layer interaction with and without SparkJet control

The efficiency and mechanism of an active control device ‘‘Spark Jet" and its application in shock-induced separation control are studied using large-eddy simulation in this paper.The base flow is the interaction of an oblique shock-wave generated by 8° wedge and a spatially-developing Ma = 2.3 turbulent boundary layer.The Reynolds number based on the incoming flow property and the boundary layer displacement thickness at the impinging point without shock-wave is20000.The detailed numerical approaches were presented.The inflow turbulence was generated using the digital filter method to avoid artificial temporal or streamwise periodicity.The numerical results including velocity profile,Reynolds stress profile,skin friction,and wall pressure were systematically validated against the available wind tunnel particle image velocimetry(PIV) measurements of the same flow condition.Further study on the control of flow separation due to the strong shock-viscous interaction using an active control actuator ‘‘Spark Jet" was conducted.The single-pulsed characteristic of the device was obtained and compared with the experiment.Both instantaneous and time-averaged flow fields have shown that the jet flow issuing from the actuator cavity enhances the flow mixing inside the boundary layer,making the boundary layer more resistant to flow separation.Skin friction coefficient distribution shows that the separation bubble length is reduced by about 35% with control exerted.