大迎角振动三角翼跨声速粘性绕流数值分析

本文通过数值求解三维可压缩雷诺平均ＮＳ方程，研究发析了振动三角翼的三维复杂非定常流场，其中对流场项计算格式的空间离散在平行物物理面方向与物面法线方向的空间导数分别采用二阶ＮＮＤ格式和由ＮＮＤ格式高阶插值而得到的三阶迎风格式，时间推进为隐式ＬＵ分解方法，并使用了修正的代数ＢＬ湍流模型模拟高雷诺数的湍流流动。     

共轴双桨涵道无人飞行器非定常气动特性

基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。      

压气机叶栅端壁叶尖涡系结构非定常特性研究

为了研究压气机带间隙平面叶栅近失速工况下叶尖涡系结构特点以及其非定常流动特性,本文采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法对典型叶栅进行数值计算并结合Q准则分析叶尖涡系结构特点,探索流动规律及叶尖涡系耦合过程。研究表明:与额定工况相比,近失速工况叶尖流场更为复杂,并通过大涡模拟观察到了次泄漏涡的存在;额定工况下泄漏涡不发生破碎,主次泄漏涡在近失速条件下均发生破碎,破碎后形成的低能流体与尾缘分离涡是造成叶尖堵塞及损失的主要原因;次泄漏涡在不同时刻生成点位置及与弦长夹角周期性变化,次泄漏涡的摆动与叶尖角区分离涡团的周期性脱落是叶尖非定常性的主要原因。     

含气率对液力透平影响的非定常分析

为了研究含气率对液力透平内部压力的影响,以比转速为84.5的单级单吸离心泵反转作液力透平并对其内部流场进行CFD瞬态数值模拟,获得了气体在液力透平内的分布规律以及气液两相介质下透平内部流场的压力脉动变化规律。结果表明:从蜗壳进口到叶轮出口,含气率逐渐增加,含气率等于0.2时蜗壳出口、叶轮进口气体的尾迹效应明显,分布不够均匀。叶轮出口有气体聚集现象,气体体积分数越高,聚集现象越明显。进口含气率对透平蜗壳、叶轮内各点的相对压力分布影响明显,各点的相对压力随着透平进口含气率增加而降低。含气率小于0.05时其对透平内各监测点的压力脉动主频幅值影响不大,含气率大于0.05后其对液力透平内各监测点的压力脉动主频幅值有影响,含气率越高,压力脉动主频幅值越小。不同含气率下液力透平蜗壳周向、径向以及叶轮内的压力脉动主频均等于叶轮叶片的转动频率。      

三角翼涡破裂形态研究

通过对三角翼上漩涡破裂形态及涡破裂过程的流态变化的分析 ,可以得到以下结论。在三角翼上 ,除了通常知道的螺旋破裂核泡状破裂之外 ,还有双螺旋、涡丝以及蛙跳另外 3种破裂形态。涡破裂是一个非定常过程 ,在机翼形状、迎角及来流条件不变的情况下 ,通常可以看到涡破裂形态的变化 ,即从螺旋破裂逐渐转化成泡状破裂又返回到螺旋破裂的过程。泡状破裂可以认为是螺旋破裂的一种特殊阶段。它与螺旋破裂并没有本质上的区别。从形态上看 ,泡状破裂中会出现涡核分叉 ,涡核中分离出一些带有涡量的流体微团 ,但总有一根涡丝 (一部分涡核 ) ,自始至终存在 ,它或者表现成螺旋形态 ,或者由于自身的诱导形成了较复杂的缠绕形态。     

二维波动板流动显示方法研究

介绍了在水洞中进行的二维波动板周围流场的流动显示实验。通过氢气泡、粒子示踪法和粒子成像速度仪三种方法定量和定性地显示了二维波动板周围的流场结构。揭示了特征参数C／U与流场特性的关系,探讨了鱼类波状摆动对流动分离的抑制机理。同时还对三种不同的流动显示技术进行了探讨。     

大迎角振动翼型绕流的数值模拟

通过对非定常N-S方程的数值求解,研究了最大厚度为12％的Karman-Trafftz翼型在Re数为1000时的大迎角俯仰振动。其中着重分析了旋涡结构与表面压强分布的关系。数值研究表明,后缘形状、折合频率等对涡结构演化有重要影响。后缘涡顺利地从后缘脱落时,失速涡在上翼面能诱导出较大的吸力。后缘涡在翼面上驻留时,各涡产生复杂的相互干扰,对失速涡在上翼面产生吸力有不利影响。     

超临界机翼气动设计的准则、流程和设计实例

以计算空气动力学为基础,提出超临界机翼的气动设计准则和设计流程。翼型设计准则是:非设计状态音速区压力平坦;延迟后缘分离;设计状态迎角接近于零和局部最小厚度约束等。机翼设计准则是:在约束条件下诱阻最小;满足纵向稳定性要求;上翼面等压线型态和考虑结构弹性变形等。设计过程可分为两个阶段,即总体优化和机翼气动设计优化。后者的步骤是基本翼型设计、初始机翼外形设计、机翼巡航外形设计和机翼型架外形设计。对设计实例进行风洞试验后表明:尽管新机翼的平均厚度比某干线运输机厚14％,但安装该机翼的干线运输机巡航效率仍比前者高12％。     

考虑NND格式修正的非定常Taylor—Galerkin有限元法

以Ｔａｙｌｏｒ－Ｇａｌｅｒｋｉｎ法为基础，吸收了差分格式中ＮＮＤ格式的思想，并在时间方向上采用四阶Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ方法，构成了适用于定常和非定常跨声速流动计算的有限元算法。利用文的方法，分别计算了跨声速叶栅流动和工程中一类复杂非定常轴对称跨声速流动。计算表明，方法克服了Ｔａｙｌｏｒ－Ｇａｌｅｒｋｉｎ法的局限性，对激波及流场的分辨率较好，可用于跨声速流动计算，并可用于非定常流场的计算。     

钝体俯仰阻尼导数数值计算

分别采用：（1）Euler方程的谐振摄动法；（2）薄层近似的非定常N－S方程模拟有粘扰动流场两种方法计算了钝体外形的高超声速俯仰阻尼导数。通过计算表明：对于复杂外形，方法（1）适用于零攻角附近的流动计算，而方法（2）考虑了流场的粘性作用，能够应用于一般流态（3＜M＜20，0＜a＜20°）的计算。此外，本文发展了文献［6］的动导数转换公式，使之适用于二维转轴情况，并在方法（2）中通过引入“亚迭代”过程提高了非定常流场的计算精度。