大型结冰风洞热流场符合性验证

大型结冰风洞热流场符合性是大型结冰风洞适航应用的前提条件。为验证中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m结冰风洞热流场符合性,建立了结冰风洞热流场符合性验证方法;针对主试验段构型,开展了热流场符合性验证试验,考察了试验段气流总温、试验段气流速度和喷嘴干空气射流对热流场空间均匀性和时间稳定性的影响,获得了试验段气流总温修正关系,形成了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线。结果表明:基于目前制冷系统性能,降低气流总温和提高气流速度会减弱试验段热流场空间均匀性,但对气流总温时间稳定性并无显著影响;喷嘴干空气射流会提高试验段气流总温,但对试验段模型区内热流场品质并无显著影响;在主要试验条件下,3 m×2 m结冰风洞热流场品质基本满足SAE ARP 5905-2003要求。

大型结冰风洞气流场适航符合性验证

大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件。为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流速度和喷嘴干空气射流对流场特征参数(气流速度、气流偏角和气流湍流度)的影响,最后评估了试验段内气流场品质,获得了结冰风洞气流场控制包线。结果表明:喷雾耙结构会影响试验段内气流速度和气流偏角空间分布形态,进而导致了非均匀峰值区的形成;增大试验段气流速度会改善气流场品质,但喷嘴干空气射流会显著恶化试验段气流速度低于60 m/s的气流场品质;3 m×2 m结冰风洞主试验段气流场品质在主要试验速度范围内均满足适航审定要求。

合成冷/热射流控制超声速边界层流动稳定性

为了探究超声速边界层流动稳定性及其转捩控制机理,提出基于合成冷/热射流的边界层速度-温度耦合控制方法,并通过数值模拟研究了Ma=4.5超声速平板边界层不稳定波的传播,采用线性稳定性理论中的时间模式分析了壁面吹吸、射流温度、扰动频率、扰动振幅等对不稳定波控制效果的影响.结果表明:无射流控制时,边界层内同时存在不稳定的第一模态扰动波和第二模态扰动波,且二维波形式的第二模态占主导地位;壁面吹吸作用下,仅出现更加不稳定的第二模态,第一模态被抑制;速度-温度耦合控制下,射流温度对扰动模态的不稳定区域大小及扰动增长率影响显著,射流温度与来流温度不同时,温度的脉动使得流动转捩为湍流的速度加快,边界层速度型更加饱满,抗干扰能力增强,流动稳定性提高;高频的吹吸扰动对流场的控制效果优于低频扰动,扰动频率超过400 Hz时,第二模态扰动波时间增长率降低,扰动分量对边界层速度剖面和温度剖面的修正加快,第二模态更加稳定;扰动振幅减小为主流速度的1%时,仅出现时间增长率较小的第二模态,控制效果较好,进一步减小时,第一模态重新出现,并且波数范围与第二模态先重合后分离,对应的时间增长率先增加后减小.研究结果为边界层转捩控制技术提供了新的思路.

合成射流对高超声速进气道起动特性影响数值模拟研究

通过数值模拟研究合成射流作用于高超声速进气道内部流场,分析其对进气道起动性能的影响及进气道工作过程中对合成射流激励器本身的影响。结果表明:合成射流能够改善进气道的起动性能,其控制机理是合成射流阻碍内压缩段后部与隔离段前部两处分离边界层的连合,无法快速形成大的分离泡进而改善进气道起动性能;进气道工作过程中压力变化剧烈导致合成射流激励器膜片单向受载过大是激励器实际应用于超声速/高超声速流动控制急需解决的问题。

自维持合成双射流对超声速燃烧室凹腔质量交换特性影响研究

为了改善燃烧室凹腔与主流的掺混性能,提出了一种利用凹腔内压力差形成自维持合成射流的流场控制方法,在超声速冷流条件下,采用动网格技术对激励器的膜片振动过程进行模拟,详细分析了自维持合成双射流与凹腔相互作用的过程,研究了激励器出口位置、参数、凹腔构型以及来流Ma数等参数的影响。结果表明:加入自维持合成双射流激励器可以大幅提升凹腔的质量交换特性,减小气体在凹腔内的驻留时间;且激励器出口位置分布对控制效果影响较大,当激励器出口位于凹腔底部中间位置时,质量交换率最大能够提升49%。此外,凹腔构型以及来流条件都会影响自维持合成双射流对凹腔掺混的控制效果,在相同来流条件下,凹腔长深比越大,控制效果越显著,自维持合成双射流能使长深比L/D=7.76的凹腔质量交换率提升115%;对于同一凹腔,随着来流马赫数增加,激励器对凹腔质量交换特性控制效果提升更为明显,但改变振动膜片的振幅和频率对控制效果的改善不明显。

图像去雾算法在结冰风洞中的应用研究

为了解决结冰风洞试验过程中,云雾场水滴散射、反射导致试验图像模糊,边缘和细节降低等问题,分别将同态滤波去雾算法和暗通道先验去雾算法应用于不同液态水含量的图像中,并通过主观和对比度增强评测方法对去雾质量进行测评。结果表明:两种去雾算法均能在一定程度上提升图像的质量。对比两种算法,在不同液态水含量的图像中,暗通道先验算法的去雾效果更优。

合成热射流对机翼表面温度特性影响的数值研究

为了探究电热与合成热射流耦合防冰过程中合成热射流对机翼表面温度分布的影响,在低速来流条件下,采用数值模拟方法研究了一个周期内合成热射流对机翼表面的加热规律,以及合成射流速度、温度及出口角度等参数对机翼表面温度控制效果的影响。结果表明:相比于无控状态,加入合成热射流能够有效地提升机翼表面的平均温度;提高合成射流的温度能够提升整个机翼表面的温度,但气体的加热效率随温度升高呈降低的趋势;合成射流速度的提升会使沿机翼表面的温度呈先减小后增大的趋势;对于不同角度的射流,采用顺向射流对机翼表面的加热效果优于逆向射流,研究结果可为提升电热与合成射流耦合防冰系统能力提供支撑。

合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离数值模拟研究

为了探究合成双射流激励器及出口射流参数对圆柱绕流流动分离的控制效果,首次对合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离进行了数值模拟。数值计算结果显示:保持激励器出口射流振幅不变的条件下,出口射流频率等于尾迹涡脱落特征频率时,射流控制作用与绕流流场耦合效果最好,控制流动分离效果最佳;保持出口射流频率为尾迹涡脱落特征频率时,在数值计算测试范围内,随着射流振幅的增大,射流对于流场的动量掺混能力增强,控制效果也随之增强。机理分析表明:合成射流位于前驻点的控制,主要通过在圆柱前缘形成虚拟气动外型来达到减阻控制的效果;而合成射流位于后驻点的控制,主要是通过增强回流区的动量掺混来提高回流区抑制分离的能力,从而达到减阻控制的效果。

软土地基施工技术在公路桥梁施工中应用

随着我国城镇化建设进程和工业进程的不断推进,每一个地区间的经济和合作也在不断加深,这样也就促进了公路桥梁工程的整体发展。但由于每个地区的自然环境存在一定的差异,在实际施工中常会遇到含水量高、渗透性小且孔隙大的软土地基,这是公路桥梁工程施工的重、难点问题,若未能够妥善处理,则会造成一系列路面开裂、路面塌陷及路基强度不足等工程质量问题。基于上述研究背景,本文首先阐述了软土地基对公路桥梁施工造成的影响,并结合工程实际对加载法、挤密法、粉喷桩加固等几种常见的软土地基施工技术进行分析,以使我国公路桥梁建设达到更高层次的发展。

水下合成双射流流场特性与推力特性实验研究

为实现合成双射流技术在水下航行器上的应用,对水下合成双射流开展了流场特性和推力特性的实验研究,分析了水下合成双射流的平均流场特性和推力特性。实验得到了激励器出口不同位置处平均流场流向速度分布情况和水下合成双射流峰值推力随激励器驱动频率的变化规律,并研究了驱动电压幅值和波形对流场及推力的影响。实验发现:存在最佳频率使得水下合成双射流推力达到最大;驱动电压幅值越大,推力越大;不同波形的电压所产生的推力不同,矩形波所产生的推力相对正弦波和三角波所产生的推力更大。

合成双射流控制机翼水滴撞击特性

在低速来流条件下针对前缘位置嵌有合成射流/合成双射流激励器的机翼的水滴撞击特性开展了数值模拟研究基于Fluent软件采用Euler气液两相模型和欧拉壁面液膜(Eulerian wall film EWF)模型得到的计算结果表明在合成射流或合成双射流的主动控制下阻挡了机翼前缘等积冰重点防护区域内的水滴撞击从而大幅降低了该区域的结冰强度.其机理是在高频合成射流的作用下机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区形成了水滴的真空区域.由于回流区内部水滴速度和质量分数较低改变了机翼前缘水滴运动轨迹和水滴收集率分布能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形起到了虚拟气动外形的作用.

浅埋偏压软弱围岩隧道塌方的处治措施

在围岩隧道施工过程中,为了保障施工安全,施工过程中应避免浅埋偏压等相关问题。为此,分析围岩隧道浅埋偏压段施工技术,从工艺流程以及施工方法等角度阐述施工技术要点,并找出施工过程中存在的问题、原因及最终解决方案,可为类似围岩隧道施工提供借鉴,促使施工方案更加合理。

真空管道列车悬浮电磁铁散热性能研究

目的研究真空管道交通中磁浮列车悬浮电磁铁温度随管道内真空度及环境温度的变化规律。方法建立三维电磁铁模型,利用Fluent软件研究真空度(0~80 kPa)、环境温度(283~323 K)对电磁铁温升性能的影响,并对Realizable k-ε和RNG k-ε2种湍流计算模型进行对比。结果电磁铁表面温度随真空度的增大而升高,当真空度超过60 kPa时,电磁铁表面温度快速升高。随着环境温度的增加,电磁铁表面温度呈近似线性关系增大。Realizable k-ε和RNG k-ε2种湍流模型的仿真结果基本相同。结论真空度和环境温度对悬浮电磁铁散热性能均有很大影响,在设计真空管道列车时,需考虑电磁铁散热能力,并采取相应措施。

结冰云雾参数对冰与固壁间剪切强度影响的初步研究

基于结冰风洞实验段,建立了冰与固壁间黏附界面剪切强度测量实验装置,获得了合理的剪切强度范围。在0.3m×0.2m结冰风洞实验段内开展了冰与固壁间黏附界面剪切强度的测量实验。掌握了结冰环境温度、平均水滴直径等结冰云雾参数对冰与固壁间黏附剪切强度的影响规律。研究表明:结冰环境温度为-15^-10℃间出现了剪切强度极大值。来流速度越大,水滴的惯性力越大,水滴间的间隙越容易被填充,冰与固壁间剪切强度也就越大。平均水滴直径(MVD)为35μm附近出现了剪切强度极小值,水滴直径越小,水滴之间的间隙就越小,结冰就越致密。水滴直径越大,水滴越容易发生平铺,水滴之间的间隙就容易被填充,反而造成剪切强度增大。

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。

热/力耦合作用下基于应力分析的冰破坏准则

根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和,必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度,则冰层发生破坏,破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。

风洞侧壁干扰对机翼表面霜冰的影响

采用数值模拟的方法研究了不同阻塞度下侧壁干扰对NACA0012翼型表面霜冰生长的影响。通过对流场和水滴撞击特性的研究发现:侧壁干扰会压缩来流空气,致使更多水滴跟随气流向机翼前缘汇集,增大了翼面水滴收集系数,且翼面水滴总收集量与阻塞度成正比、与液滴雷诺数成反比;同时会改变水滴的撞击方向,使水滴撞击极限和最大水收集系数的位置发生偏移。采用多步法对结冰特性的研究发现:在基准计算工况下,当阻塞度为20%时,侧壁干扰效应带来结冰量的相对附加增量约为16%;在同一阻塞度下,各时间步长内的结冰相对附加增量基本相等。提出了一种表征侧壁干扰对水滴收集影响强弱的因子,该影响因子与水滴收集相对附加增量具有较高的线性关系。