利用均匀抽吸地板进行高速列车模型地板边界层影响的试…

在ＫＤ－０３低速风洞中研制了一种边界层可人为的均匀抽吸地板，研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸附使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸附对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。     

大展弦比飞机模型边界层转捩模拟技术

针对大展弦比飞机模型高速风洞试验需求,进行了边界层转捩模拟技术研究.研究表明:与传统的金刚砂粗糙带相比,柱状转捩带具有粘贴牢靠、可操作性强等优势,已经推广应用于大展弦比飞机模型高速风洞试验;边界层转捩对大展弦比飞机模型气动特性有重要影响,不仅影响阻力,而且对升力与俯仰力矩均有明显影响;在目前国内低雷诺数风洞条件下建议在边界层固定转捩条件下进行风洞试验,以提高风洞试验精度.     

真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响

为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响，采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟，其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Re_θt转捩模型，全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明：双楔拐角附近发生流动分离，与量热完全气体模型相比，相同流态下，化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现，双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响，分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合，与量热完全气体模型相比，化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现，真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动，随着单位雷诺数减小、拐角角度增大，真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。     

斜出口合成射流激励器横流输运特性与边界层控制

研制了一种斜出口合成射流(BSJ)激励器,应用粒子图像测速(PIV)技术获得了合成射流的瞬态和时均流动结构,分析比较了斜出口和常规平直出口激励器流场的异同。该斜出口激励器能将周围气体进行有方向的能量和质量输送控制,时均流场呈现沿壁面的横向流动输运特性。解释了横向流动输运的形成机理,并应用该激励器进行了边界层控制实验。研究结果表明:通过改变激励器的工作电压和频率,可方便有效地实现对平板边界层速度型的调控,使受控边界层速度型更"饱满",这对控制推迟边界层分离非常有利。     

对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对两种双尖鳍外形的对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用N-S方程和两种湍流模型进行了计算。研究了网格收敛性、鳍的角度和湍流模型对壁面压强、Stanton数和壁面摩擦力线的影响。弱相互作用的计算结果较好,强相互作用的壁面压强和摩擦力线的计算结果与试验吻合较好,而Stanton数的计算结果较差,峰值高达试验的2.5倍左右。随着鳍的角度的增加,壁面压强和Stanton数的分布从单调分布发展为M型分布,两者的峰值不在相同的位置。湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对Stanton数计算的影响很大,SST模型比BSL模型表现好一些。     

亚声速进气道出口流场畸变控制研究

一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4～0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。