宽高比及表面粗糙度对矩形微尺度通道流动特性的影响

实验研究了不同宽高比矩形金属微尺度通道的流动特性,并与硅通道对比来探究表面粗糙度的影响。金属微尺度通道宽为0.4mm,通道宽高比分别为0.50、0.67、和1.00,相对表面粗糙度范围为0.1609%~0.2145%。硅通道宽度及高度都为0.4mm,相对表面粗糙度为0.00325%。实验工质为空气,实验的雷诺数范围是250~3000。实验结果表明:在粗糙微尺度通道会发生转捩提前,并且转捩雷诺数随着宽高比增大而减小。在层流区,微尺度矩形通道摩擦因数随着雷诺数增大而减小,在转捩区出现明显增大后再减小。表面粗糙度很小时,未发现转捩提前现象。      

跨声速轴流压气机的失速发展机理

为了研究跨声速轴流压气机由近失速工况发展为失速工况的动态演化机理,对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37进行了多通道全三维数值模拟,着重分析了激波及前缘溢流对失速发展的影响。结果显示:在峰值效率工况下,叶片通道内存在一道斜激波;在失速工况下,斜激波演化为脱体激波。泄漏涡通过脱体激波后发生破碎,破碎的泄漏涡在向通道下游发展的过程中,受逆压梯度的影响,在通道中部形成一个明显的涡结构。在失速工况初期,由于泄漏涡的自维持现象,前缘溢流现象随着叶顶阻塞区的周期性发展而间歇性出现;随着流量的降低,通道阻塞程度逐渐增加,会出现前缘溢流一直存在的现象,这一特性可以作为流场开始急剧恶化的标志。     

不平衡激励作用下周向加肋机匣振动能量传递机理

为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明:机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量;机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象;振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。      

带压缩性修正的离散涡方法在结冰数值模拟中的应用

离散涡方法（DVM）是一种无网格的涡运动算法,适用于解决易产生分离流的非定常问题,将其应用于结冰过程中的流场求解,在有效模拟分离流动的同时能避免冰形尖角对网格质量的影响。但离散涡方法基于不可压 N-S 方程,无法应用于预测可压缩流动下的结冰过程。本文在离散涡方法的基础上添加普朗特—格劳尔特压缩性修正,进行基于离散涡方法的可压缩流动下的数值模拟,并将其应用于翼型结冰预测;对流场分布、结冰冰形和结冰模型计算过程等仿真结果进行对比和分析。结果表明：引入压缩性修正后的离散涡方法能较好地模拟可压缩流动,与实验值相比,基于该方法得到的结冰数值模拟结果符合良好,对结冰数值模拟在工程上的应用提供了一定的参考。     

扇翼飞行器的研究进展与应用前景

随着科学技术的迅猛发展,飞机无论在构型还是性能方面都获得了飞速发展,但是新原理飞机的研制却进展不大。扇翼飞行器是近期发展起来的低速大载荷新型飞行器,它是不同于现有固定翼、旋翼飞行器的新构型、新原理飞行器。而国内对于该飞行器的研究才刚刚起步,可参考的文献资料很少。因此,本文通过国内外扇翼飞行器发展状况的研究,对扇翼飞行器研究进展进行总结分析。首先介绍了扇翼飞行器的飞行原理;其次系统地回顾了扇翼飞行器的提出,并总结了其在国内外研究的进展情况;接着根据扇翼飞行器近期的发展动态,对该飞行器的应用前景作出分析;最后总结了扇翼飞行器发展中亟待解决的关键技术,以及其未来发展的难点和趋势。     

转子叶栅非同步振荡发声特性研究

轴流压气机转子叶片排振荡疲劳失效是常见的气动弹性失稳问题。当转子叶栅处于非同步振荡状态下时,压气机管道内部将伴随着异常噪声的产生,这类噪声的频率既不是分布在叶片通过频率及其谐波上,也不是分布在转子轴频率及其谐波上,同时也不满足简单多普勒效应。为了解释这种异常噪声现象,以三维升力面理论为基础,讨论叶片对其附近流体施加非定常载荷的发声问题,给出了转子叶栅振荡异常发声问题的物理解释,建立了声场频率及模态特性与转子声源特性的直接关系式,并给出了频率特性不同于叶片通过频率且不符合简单多普勒效应的完整解释。在此基础上,通过机理性实验研究证实了该模型的正确性。实验结果表明,理论预测声场的频率和周向模态特性与实验结果完全一致。     

基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究

跨声速抖振引起的非定常脉动载荷会造成飞行器结构疲劳甚至引发飞行事故,所以跨声速抖振的控制研究逐渐成为航空领域的热点。采用基于Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型的非定常雷诺平均方程开展了基于谐振舵面的跨声速抖振抑制研究。首先验证静止NACA0012翼型的抖振边界和频率特性,然后分别从舵偏平衡位置、舵偏幅值、频率以及相角等角度研究了谐振舵面的控制效果。舵偏平衡位置等效于减小了翼型的有效迎角;幅值和频率对抖振抑制效果影响较大,当舵面振荡频率与抖振频率接近时发生共振现象;相角对控制效果有一定影响,在270°相角附近,升力系数幅值减小了60%。在合适的舵偏幅值、频率以及相角组合下,谐振舵面有可能成为跨声速抖振的有效开环控制策略。     

基于涡方法生成大涡模拟进口条件的数值计算

探索改进涡方法来生成大涡模拟的非定常进口条件.改进方法中,为了避免局部漩涡数量过多或者过少,采用密度分布方式放置漩涡场.并用Langevin方程控制漩涡运动,模拟实验方法中的蜂窝器,使改进后的涡方法生成的脉动速度场更加符合湍流的特征.在已知雷诺平均的流场结果下,利用涡方法产生漩涡场,进而生成能满足大涡模拟所需要的非定常进口流场.为了检验改进后的涡方法在生成脉动速度过程中的效果,在槽道中进行了对比数值试验,并借助于直接数值模拟数据做对比,对比分析槽道进出口的平均速度、涡量以及雷诺应力统计,证明改进后的涡方法在生成大涡模拟进口条件下是非常有效的.      

考虑喷油润滑的附件机匣温度场分析

附件机匣作为航空发动机重要部件之一,其产热和散热的问题比较复杂.针对以往附件机匣相关研究只关注固体域的产热、散热分析,而对滑油散热作用不能充分考虑这一问题的现状,提出了基于流体仿真思想的稳态温度场分析方法.首先,通过分析附件机匣产热、散热问题的基本规律和特点,进一步采用k-ε湍流模型来模拟机匣内的情况,多相流模型模拟滑油,并且使用多参考坐标系模拟滑油在运动过程中的换热.最后,以某附件机匣作为具体应用案例,验证了方法的正确性和可行性,从而形成了一套行之有效的使用FLUENT软件对附件机匣进行稳态温度场仿真分析的模型和方法.研究的成果对于后续附件机匣的可靠性与寿命分析有重要支撑作用.      

超声速尾迹-剪切流的混合增强

超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战。基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究。尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大。基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板。数值结果表明：二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显。