某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

高度欠膨胀声速射流的自相似特性

构建了高压气体射流模型和高分辨率的计算网格,对喷压比（NPR）为5.60、流动雷诺数Re为105量级的高度欠膨胀射流进行了三维大涡模拟（LES）计算.讨论了时均的射流近场结构,发现大涡模拟成功捕捉到了高度欠膨胀射流近场的典型波系结构,并与文献结果吻合较好.研究着重定量考察流向速度和氮气质量分数的分布规律,以揭示高度欠膨胀射流的自相似特性.结果表明:在射流核心区之后,不同流向位置上流向速度和氮气质量分数沿径向的分布呈现出与亚声速射流类似的自相似特性.但射流流场开始呈现自相似的位置仍然为超声速,这是高度欠膨胀射流自相似特性的独有特征.提出了高斯拟合公式,在靠近和远离射流中心线的区域内均可较好地表征射流的自相似特性.此外,还考察了射流剪切层的发展特征,比较了计算得到的射流剪切层增长率与先前实验测量结果的差异,并分析了其中可能的原因.      

扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。     

第一届航空CFD可信度研讨会总结

总结了第一届航空可信度研讨会(AeCW-1)的数值模拟结果。AeCW-1会议由中国空气动力学会计算空气动力学专委会主办,并在第一届空气动力学大会上做了专题研讨。本次研讨会吸引了14家单位参与,共提交了26组计算结果。活动的主要目的是针对典型运输机巡航构型,评估国内CFD当前技术状态,探索CFD进一步发展的研究方向,促进CFD验证和确认工作的开展,为大型客机的研制提供技术支撑。AeCW-1选择的研究模型为中国空气动力研究与发展中心(CARDC)设计的单通道运输机模型(CHN-T1),CHN-T1包括机身/机翼/平尾/立尾等部件,分别在CRADC的2.4m×2.4m风洞(FL-26)、欧洲的2.4m×2.0m风洞中(European Transonic Wind Tunnel,ETW)开展了风洞试验。AeCW-1组委会提供了系列结构网格和非结构网格,研究工况主要包括网格收敛性研究、抖振特性研究、雷诺数影响研究,风洞模型支撑装置和静气动弹性变形对数值模拟结果的影响是重要的研究内容。本文对提交组委会的数值模拟结果进行统计分析,并与FL-26及部分ETW的风洞试验结果进行了对比,对未来的研究工作提出了意见和建议。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料燃烧特性的实验

在定容弹中实验测试了初始压力分别为0.1、0.3 MPa、初始温度分别为390、400、420 K、当量比范围为0.8～1.5时RP-3航空煤油模拟替代燃料的层流燃烧特性,并对比分析了模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率。结果表明,模拟替代燃料层流燃烧火焰的马克斯坦长度随初始压力或当量比的降低逐渐增大,表明火焰稳定性逐步增强;初始温度对火焰稳定性的影响不明显;随初始温度的升高或初始压力的降低,模拟替代燃料的层流燃烧速率逐渐升高;随着当量比的逐渐增大,模拟替代燃料的层流燃烧速率先增大后降低,在当量比为1.2时达到最大;在相同工况下,模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率吻合较好。      

气冷高压涡轮模拟试验研究

为了量化评估冷气掺混对高压涡轮性能的影响,综合分析现有设备能力,采用动量比相似的模拟方法,在2个结构和测试布局相同,但叶片分别为实心叶片和气冷叶片的涡轮上进行对比试验,并借此开展冷气流量、气膜孔位置因素对涡轮性能影响的试验研究。结合试验数据对比分析不同的效率计算方法,确定有效效率为气冷涡轮效率的计算方法。试验结果表明:涡轮性能随冷气流量的增加逐渐恶化,作功能力逐渐下降,效率降低幅度呈先减小后增大趋势;从前缘至尾缘,冷气越靠后进入主流道,气体能量利用率越低,涡轮效率越低。     

考虑空腔的高超声速多流动区域同步数值模拟

先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明,由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下,封闭圆环的前缘温度在35s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环,其孔壁周边温度在0.5s内能够超过外流前缘驻点温度。     

基于正交优化设计的诱导轮空化性能研究

为了研究不同结构因素对诱导轮空化性能的影响及主次顺序,基于正交优化设计,采用数值模拟的方法,通过诱导轮可视化试验进行验证,对某型诱导轮及其改型进行了分析。仿真计算得到的不同空化数下空穴形态与实验结果吻合较好,断裂空化数的计算结果与实验结果误差为0.3%。仿真及实验结果表明,诱导轮发生扬程断裂不仅与空穴区占流道体积的大小有关,还与空穴区在流道中分布的位置有关,空穴区位置越靠后,越容易发生扬程断裂;对诱导轮空化性能及水力效率影响最大的结构因素为入口安放角,其次为入口修圆包角;入口等螺距段长度和变螺距段长度较小时可以提高诱导轮的空化性能。     

涡轮叶片尾缘凹坑/凸起结构气膜冷却特性研究

为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。     

背压对撞击式喷嘴雾化特性影响研究

为研究背压对撞击式喷嘴雾化特性的影响,将压力的变化等效为气体密度的变化,基于一种树形自适应加密算法,通过直接数值求解不可压Navier-Stokes方程组实现了不同背压条件下射流撞击雾化的数值模拟。首先将数值模拟结果与试验数据进行对比,验证数值模拟的有效性,在此基础上开展了高背压条件下雾化过程的数值模拟。结果表明,随着背压的提高,气动力相应增强,液膜的破碎更加剧烈,一次雾化区域的液滴数密度增大,雾场由稀疏向稠密发展;液膜在向下游运动过程中波动速度的幅值逐渐增大,并且随着背压的提高,液膜的波动由线性向非线性转变;背压增大导致破碎长度减小,经过参数修正得到了液膜破碎长度的经验公式,并与试验数据进行了对比;背压对液滴尺寸分布规律没有显著影响,但随着背压的提高,同一时刻大液滴所占的比例提高,整个雾场的Sauter平均直径有增加的趋势,当背压从0.1MPa增大到1MPa时,雾场的Sauter平均直径由155.5μm增大到166.9μm;背压增大,液滴粒径分布的均匀度指数减小,液滴尺寸分布更加不均匀。