多段翼型大迎角分离流动的DELAYED RANS/LES混合算法

多段翼型的大迎角绕流发生大范围附面层分离,具有明显的三维与非定常流动特性。RANS/LES混合算法继承了LES对流动分离区大尺度漩涡准确模拟的优点,避免了纯LES算法需求网格量巨大与亚格子模型壁面函数不成熟等问题,对分离流动的模拟效果优于RANS算法。以S-A湍流模型与Smagorinsky亚格子模型为基础,借鉴DDES的附面层延迟控制思想,构造了可用于对接网格、重叠网格的DELAYED RANS/LES混合算法。研究了GA（W）-1多段翼型的大迎角分离流动及其气动特性。     

卫星筒式偏心在轨分离动力学分析

偏心安装的子卫星在轨分离是一类特殊的卫星在轨分离问题。为了给分离地面试验和分离系统设计提供依据,在惯性参考系中分析了筒式偏心在轨分离问题的运动特性。以刚体运动学原理和动力学动量定理、角动量定理及能量定理为依据,建立了分离过程的动力学模型。运用数值求解方法,给出了不同初始条件下的模型求解算例,并对求解结果进行了比较和分析。分析结果表明,分离弹簧物性参数是影响分离速度的主要因素;卫星相对安装位置是影响分离角速度的主要因素。     

边界层厚度对腔体气动声学特性影响数值模拟

为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.      

两级对转风扇非定常特性分析

为研究两级对转风扇的非定常特性,对该风扇进行了设计转速下的定常和非定常数值模拟。结果表明:非定常得到的压气机裕度(15.3%)比定常(14.5%)的更高,主要原因在于近失速时,上游尾迹和泄漏流能改善叶尖吸力面分离;非失速工况时,上游尾迹和泄漏流与下游泄漏流、激波之间复杂的非线性作用会引起熵增,从而导致叶尖流动损失的增加;此外,所有工况下,上游尾迹对叶片根部角区分离都起到了抑制作用,降低了损失。     

发动机引流推力矢量方案数值研究

针对从燃烧室引流喷射的推力矢量控制方案,采用数值模拟的方法进行流场计算与分析,比较了引流向喷管内喷射、向无弹翼的弹体外侧喷射和向有弹翼的弹体外侧喷射三种方案。数值模拟结果表明:向喷管内引流的侧向力与喷流位置和喷射角度相关,最大侧向力与轴向推力的比值与引流管喉部面积占总喉部面积的比值大致相等;向弹体外引流时,喷口附近的弹翼对流场有很大的影响,若没有弹翼,则侧向力放大因子小于1,不宜采用;弹翼对喷流侧向力起显著的增强作用,放大因子可达1.5或更高。     

尾缘锯齿降低叶栅噪声的数值模拟

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×105(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.      

航空动压式油气分离器分离性能的实验研究

为了研究航空发动机动压式油气分离器的分离性能,采用容积法判别分离效率,并以此为据对结构形式、筒体直径及长度、入口管倾斜角和出气管长度等因素对分离性能的影响进行了研究。结果表明:采用内置式出气管与切向出油管相结合的形式,可使分离性能达到最佳;实验工况范围内,大的筒体直径更易于油气分离;入口管倾斜角存在最佳值,其值在10°~15°;当出气管长度取0.2~0.22倍分离器长度时,分离性能最佳;分离器长度过长会降低分离性能,实验条件下选5倍筒体直径为宜。     

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.      

端壁抽吸对跨声速转子流动特性影响研究

针对NASA的Rotor 67进行数值模拟以揭示轮毂角区边界层分离诱发机制和进一步完善角区分离控制方法。数值结果表明,角区边界层在强逆压梯度和叶片后半段较大曲率变化的双重影响下引发了分离。通过对比分析不同抽吸方案对角区流动的影响发现,在轮毂90%弦长位置处采用边界层抽吸,且相对抽吸流量为0.14%时,可完全消除轮毂角区内的回流流体和脱落涡结构,抽吸效果最佳。在保证转子压比基本不变的情况下,最大可使得转子效率提高0.29%,落后角减小4°。轮毂抽吸还抑制了叶根附近低能流体堆积效应,有助于改善叶片载荷分布和出口气流参数的分布。     

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.