结冰风洞中液滴相变效应数值模拟

为明晰结冰风洞中液滴相变效应,发展了基于Euler法的气液两相传质传热耦合流动计算方法,探索了3 m×2 m结冰风洞主试验段构型相变效应对液滴传热过程的影响,开展了参数影响研究,评估了试验段内液滴过冷状态。结果表明：构型内液滴经历了先蒸发后凝结两个阶段,蒸发效应促进了准一维传热阶段液滴温度的下降趋势,使液滴温度趋于湿球温度,而凝结效应则抑制了三维收缩阶段液滴温度的下降趋势,进而增大了试验段液气温差,影响液滴过冷状态;增大初始相对湿度和试验段气流速度,会导致蒸发效应减弱而凝结效应增强,进而增强了相对湿度和气流速度对液滴过冷状态的影响程度,与此相反,初始液滴尺寸的增加,则会导致蒸发效应和凝结效应均减弱,进而减弱了液滴尺寸对液滴过冷状态的影响程度;在典型工况下,小尺寸液滴（液滴直径范围为40~100 μm）在高风速时（试验段气流速度大于164 m/s）将偏离过冷状态（液气温差超过3℃）。     

基于混合卡尔曼滤波器组故障传感器定位方法

为了在发动机性能蜕化与传感器故障并存的情况下实现故障传感器的定位与部件蜕化情况的估计,并实现故障诊断基准数据的修正,构建了1种包含了机载模型与线性卡尔曼滤波器的组合结构混合卡尔曼滤波器组。该卡尔曼滤波器组能够在之前所描述的故障/蜕化耦合情况下定位故障传感器,并得到较为准确的部件蜕化估计结果。为了验证了混合卡尔曼滤波器组的有效性,进行了相关仿真。仿真结果表明:混合卡尔曼滤波器组能够在发动机动态过程中遭遇传感器故障与部件蜕化并存的情况下完成故障定位与蜕化估计。     

基于马尔科夫链模型的脉动装配线运行状态预测

分析了影响脉动生产线运行的因素和状态预测的必要性,提出了基于马尔科夫链模型的状态预测方法。基于马尔科夫链预测理论,对脉动生产线运行状态划分,确定状态转移矩阵,建立马尔科夫预测模型,并对模型准确性进行验证。     

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

横向矩形微槽对高超边界层失稳的控制作用

模拟了马赫数为6的空间发展平板边界层,通过在平板表面添加二维横向微槽研究了其对基本流及第二模态扰动波的影响。结果表明:所研究的二维微槽构形与常规多孔涂层相比具有较大的尺寸(100 μm以上),微槽对基本流的流向速度影响很小,空间采样点上的频谱并未出现新的不稳定模态。微槽有利于减小摩擦阻力,槽内流动导致的压差阻力比摩擦阻力低1~2个数量级,总阻力随着开槽率的增加而减小,当开槽率为06时,减阻效果超过40%。在入口以两种方式添加了第二模态扰动波,包括单个扰动和多个叠加扰动,下游的演化结果说明横向微槽能够在一个宽带频率范围内对第二模态的增长起到明显的抑制作用,且控制效果随着开槽率的增大而增强。     

尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮叶片附面层特性

利用表面热膜测量上游尾迹周期性扫掠下某超高负荷低压涡轮叶片吸力面附面层的非定常流动特性.通过热膜测得的准壁面剪切力及其统计参数云图分析了尾迹与附面层的相互作用对分离、转捩及再附过程的影响.实验结果表明:对于低雷诺数Re超高负荷产生较大分离泡的情形,尾迹扫掠对涡轮叶片附面层的发展具有显著影响,能够有效地抑制附面层的流动分离.      

基于Kriging模型的旋翼翼型优化设计研究

以基于进化算法的多目标优化方法为基础,结合多目标优化设计Pareto解的思想和约束处理机制,采用Kriging代理模型和基于B样条的翼型表示方法,建立了旋翼翼型的优化设计系统.代理模型采用均匀设计进行模型采样,在优化过程中根据EI(expected improvement)准则动态增加采样点来调整代理模型的精度.采用B样条方法进行翼型参数化,保证了翼型的光顺性.在翼型的气动性能分析中引入转捩模型提高阻力计算的精度.利用该系统对旋翼翼型进行了优化设计,经风洞试验验证,满足设计要求.     

重型燃气轮机压气机高雷诺数前转捩叶型设计

针对重型燃气轮机压气机雷诺数高而导致的转捩位置前移,开发了一种比可控扩散叶型(CDA)损失更小、工作范围更宽的前转捩叶型.采用正问题优化设计方法,将叶型几何参数化、叶片到叶片流场分析与遗传算法相结合,实现了叶型的自动优化.优化目标综合权衡了叶型损失和攻角范围,为减少优化变量的数目,应用了一种特别的叶型几何模型,将厚度分布与中弧线之间进行了一定的关联.优化得到的前转捩叶型的主要特征是吸力面速度峰值的位置前移至距前缘约10%弦长处,叶型中后部的速度变化更为平缓.最后根据优化结果总结了前转捩叶型的设计规律.      

用转捩模型预测转捩及确定最佳粗糙带高度

采用SST k-ω二方程湍流模型,附加γ-Reθ转捩模型对不同迎角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算预测的转捩位置与实验结果符合较好,说明γ-Reθ转捩模型对转捩位置具有较好的预测能力。进一步用模型对带有粗糙带的翼型进行转捩预测,获得了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,对固定转捩风洞实验有指导意义。     

超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法

吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。