先进飞行器雷诺数效应若干研究进展及展望

雷诺数效应对先进飞行器气动特性预测至关重要,其影响着飞行器飞行性能、研制成本和安全。本文深入探讨了3个核心问题:首先,介绍了不同研究手段在探索雷诺数效应上的优势和局限,特别强调大型低温风洞是获取真实飞行雷诺数气动特性数据的有效途径;其次,详细分析了大飞机等先进飞行器在高雷诺数下呈现的复杂流动现象及其对气动特性的影响,如多段翼型的缝道流动、超临界翼型的激波/边界层干扰、飞行器的过失速机动特性以及飞翼布局飞行器的进气道性能等,并揭示了高雷诺数效应的非线性和复杂性;最后,探讨了修正雷诺数效应的方法,强调了融合风洞试验、数值计算和飞行试验数据的重要性,通过分析现有修正模型的适用范围和局限性,提出了发展更完善的修正模型和算法的建议。文章还对雷诺数效应的未来研究方向进行了研判和展望。

格构式钢管输电塔架的体型系数和雷诺数效应

采用天平测力风洞试验获得亚临界范围钢管塔架的体型系数,研究塔架体型系数随密实度的变化特征,基于规范数据拟合体型系数从亚临界到超临界条件下的雷诺数折算系数,基于试验结果开展塔架体型系数与规范值的对比.试验结果表明,相同密实度下横担的体型系数大于塔身,其原因为横担杆件长细比以及杆件前后的等效间距比均较大;在亚临界条件下塔身体型系数试验值与JEC-TR-00007—2015、DL/T 5551—2018和GB 50009—2012规范值接近,而横担体型系数大于各国规范值;亚临界和超临界条件下各国规范的钢管塔架体型系数随着密实度ϕ的增加而降低,使用最小二乘法拟合获得雷诺数折算系数为0.63+0.72ϕ;在超临界条件下,塔身的体型系数与DL/T 5551—2018、GB 50009—2012规范结果接近,横担的体型系数与IEC 60826—2017和ASCE MOP 74—2020规范结果接近.

桥梁风工程研究中的雷诺数效应研究进展

桥梁风工程研究中的雷诺数效应问题是伴随着风洞试验方法产生的一个基础性问题,随着桥梁尺寸的增大其雷诺数也逐渐增大,风洞试验雷诺数和实桥梁雷诺数的差别对试验结果的影响越来越受重视。该研究阐述了雷诺数效应问题的由来,回顾了雷诺数效应研究的发展历程,总结了针对圆形断面、矩形断面、主梁断面等不同桥梁结构断面雷诺数效应问题的研究进展,包括结构周围流场、气动力、风致振动随雷诺数的变化,指出了桥梁风工程雷诺数效应研究中尚待解决的问题,为今后该领域的研究提供参考和建议。

大雷诺数下对称翼型的转捩判断与规律研究

围绕翼型的转捩问题,以NACA0012、NACA0015、NACA0018三种不同厚度的对称翼型为研究对象,基于TSST湍流模型的数值模拟方法,提出基于湍流强度的转捩判断方法并研究在5种大雷诺数条件下翼型表面流动的转捩规律,以期为风力机叶片设计提供新的参考思路。研究表明,基于湍流强度的转捩判断方法是有效、可行的,使用翼型表面湍流强度曲线的阶跃现象观测转捩,可有效避免转捩前流动扰动带来的影响。同时利用湍流强度的变化情况可为风力机叶片设计寻找最佳设计参数。研究发现,增大攻角和雷诺数使得翼型上翼面转捩位置前移、下翼面转捩位置后移。此外,随着攻角的减小、雷诺数的增大、翼型表面厚度的增加,在翼型转捩前的流动逐渐稳定。

中/低雷诺数翼型后缘纯音噪声物理机制与主/被动控制研究综述

基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公认的中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的2种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。2种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术;在基于机理分析有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。

高雷诺数下质量比对圆柱涡致振动影响分析

涡致振动分析可为柔性结构抗风研究与工程应用提供重要理论依据。采用基于非平稳雷诺均值Navier-Stokes方程(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations,URANS)的数值方法模拟了高雷诺数、高质量比条件下单向自由度圆柱的涡激振动。在改进的剪切应力输运k-ω(Shear Stress Transport,SST k-ω)模型基础上,运用动网格技术实现流固耦合,并结合Newmark-β方法求解结构运动方程。在雷诺数为1.39×104~1.04×105、折算速度为2~12的条件下,模拟分析了圆柱在不同折算速度时的涡激振动响应,得到了不同质量比时圆柱涡激振动的振幅比、振动频率比、升力系数等的变化特点,讨论了圆柱振动响应和旋涡脱落特性,分析总结了高雷诺数下不同质量比的圆柱涡激振动特性规律。结果表明:数值结果与已有试验的吻合程度较好;雷诺数和质量比对圆柱的涡激振动影响效果明显,对进一步分析圆柱涡致振动具有参考意义。

面向民机标模的宽域高雷诺数小样本气动建模方法研究

目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚焦后续飞行器设计的降本增效,以CHN-T1运输机标模为研究对象,通过数据融合和信息迁移两大策略,降低了预测模型对高雷诺数样本的依赖,实现了宽域高雷诺数小样本气动特性的快速预测。本研究利用覆盖亚跨声速、百万至千万量级变雷诺数下的18条气动力曲线构建了宽域变雷诺数气动数据集,设计了涵盖不同速域、雷诺数和马赫数外插等多种复杂度的算例进行分析验证,将仅利用单一来源试验数据构建的模型精度作为基准,对比了不同方法的特点。结果表明,利用10条左右的高精度气动力曲线作为建模数据时,采用基于神经网络的数据融合方法得到的气动预测模型均方根误差可降低50%以上,信息迁移方法得到的气动力预测模均方根误差也可降低至少40%。

基于添加粘度抵消项的MRT-LBM对高雷诺数流态的研究

该文探究了添加粘度抵消方法(viscosity counteracting,VC)的多松弛格子玻尔兹曼方法(multiple-relaxation-time lattice Boltzmann method,MRT-LBM),即MRT-VC方法可以模拟的最大雷诺数.首先,模拟了经典二维顶盖驱动方腔流来验证模型的准确性,重点分析了雷诺数为5430和7000的流场,并分析了方腔流流场、涡心坐标、轴向速度和速度空间图谱.其次,随着模拟雷诺数的增大,流场内旋涡的数目逐渐增加,且流动依次呈现出稳定流、周期流、不完全混沌流、混沌流等状态.从稳定流到周期流的临界跃迁雷诺数在10000-12500之间,周期流到不完全混沌态流的临界跃迁雷诺数在45000-50000之间,不完全混沌态流到混沌流的临界跃迁雷诺数在95000-100000之间.

CHN-T2标模跨声速抖振特性及雷诺数效应研究

新一代客机具有较高的巡航速度,跨声速抖振和雷诺数效应研究是其气动设计中的关键一环。采用基于k-ωSST湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术的高精度数值模拟方法,针对CHN-T2宽体客机气动标模开展了相关研究,并基于非定常计算明确了CHN-T2标模在巡航马赫数Ma=0.85、飞行雷诺数Re=5×10^(7)工况下的抖振始发迎角约为4.4°。结果表明,CHN-T2标模机翼在抖振超临界迎角下同时存在由激波弦向振荡主导的低频成分(St=0.0297)和由翼根尾缘复杂高压区主导的高频成分(St=0.314)。在雷诺数效应方面,从风洞实验雷诺数(Re=5×10^(6))到飞行雷诺数(Re=5×10^(7))巡航状态下,CHN-T2机翼激波位置后移约10%当地弦长,附面层高度降低1/2~1/10,进而引发升/阻力系数发生明显变化。升力系数和摩阻系数的雷诺数效应不随迎角改变,而压阻系数的雷诺数效应与迎角线性相关。同时,雷诺数变化会显著影响抖振非定常流场求解,过低的模拟雷诺数会导致激波振荡消失。

高雷诺数下洗涤冷却管内垂直环状降膜流动传热

为了研究高雷诺数(R_(e)=1.81×10^(4)~4.23×10^(4))下洗涤冷却管内降液膜的传热特性与机理,对管内液膜厚度分布与传热过程进行模拟计算。研究结果表明,槽缝宽度与液膜Re越大,液膜越厚;液相出口温度随壁面温度而上升,最大传热系数约为3.7×10^(3)W·(m^(2)·K)^(-1);传热系数随进口温度上升而下降,最大传热系数约为8.3×10^(3)·W(m^(2)·K)^(-1);液膜Re的增加使传热系数上升,最大传热系数约为9.4×10^(3)W·(m^(2)·K)^(-1);表征传热系数h+与液膜Re近似于正比例关系;通过研究气液两相传热发现,传热过程在液膜入口段0~0.1 m处最剧烈;传热系数随气相温度上升而先升高后降低,最大传热系数约为899 W×(m^(2)·K)^(-1);计算数据与试验关联式的最小误差约在10%之内。

低温高雷诺数下摩擦阻力测量及多孔介质减阻研究

为研究低温高雷诺数条件下多孔介质湍流减阻规律及雷诺数效应,在0.3 m低温连续式风洞开展了壁面摩擦阻力测量及多孔介质减阻试验。分别在光滑平板和多孔介质区域下游布置低温脉动压力传感器和油流,对脉动压力功率谱及下游全局摩擦阻力进行测量。结果表明:摩擦阻力系数随雷诺数的增大而减小;多孔介质减阻率随雷诺数的增大(增大马赫数或降低来流总温),呈无固定规律下降趋势,且多孔介质的引入,使下游脉动压力的低频信号强度增加,高频信号强度减弱;在马赫数Ma=0.300、雷诺数Re=7.51×10^(6)、来流总温T_(0)=140 K这一典型工况下,多孔介质仍具有11.4%的减阻率,初步验证了在低温高雷诺数条件下使用多孔介质减阻控制策略的可行性。

低雷诺数翼型多目标优化设计研究

为消除低雷诺数下对称翼型小迎角范围内的气动力非线性现象,基于高斯过程回归模型及NSGA‑Ⅱ多目标遗传算法并耦合RANS的数值方法建立了低雷诺数翼型优化设计程序,以多个状态下小迎角范围内的平均巡航因子为目标函数开展翼型优化设计。结果表明:优化翼型具有明显的几何凸起,有效改变了分离泡的位置和类型,进而显著改善翼型气动特性,Re=4×104时小迎角范围内的升力系数非线性现象基本消失。进一步分析发现优化翼型的凸起增强了壁面的对流影响和来流抵抗逆压梯度的能力,进而改善了翼型的气动特性。

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100~20000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.

不同雷诺数下螺旋槽径向气体轴承承载特性分析

为研究螺旋槽径向气体轴承在不同雷诺数下承载力的变化规律,建立基于Ng-Pan理论修正的气体轴承润滑模型,利用有限差分法求解该模型,得到不同雷诺数下轴承的承载特性,分析轴承几何参数和槽型参数的变化对承载力的影响。结果表明:螺旋槽径向气体轴承在非层流润滑状态下承载力大于层流润滑状态下的承载力;轴承几何参数对承载特性影响显著,其中随偏心率增大承载力呈发散式增大,且非层流状态下承载力与层流状态下承载力差距加大,随长径比增大承载力呈收敛式增加;轴承槽型参数中槽宽比、槽深比对承载特性有明显影响,随槽宽比、槽深比增加轴承承载力增加,而槽数对轴承承载力的影响并不显著,螺旋角对非层流状态下轴承承载力影响较大;轴承进口压力对承载性能有明显影响,随进口压力增大,承载力在层流状态下增加,在非层流状态下波动较大。

低雷诺数涡轮气热耦合仿真及被动优化技术研究

针对低雷诺数下涡轮发动机气动效率低、热负荷高的问题,以带有径向冷却通道的NASA-MarkⅡ型高压涡轮导叶为研究对象,开展基于凹槽和球窝的被动优化技术研究。利用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,对NASA-MarkⅡ进行全三维气热耦合仿真计算,结合已有NASA实验数据进行验证。结果表明:在换热特性方面,低雷诺数条件下凹槽叶形可以有效改善叶片叶根附近流体的换热特性,降低叶根处的热负荷,凹槽深度越大,换热特性的优化效果越明显;在气动性能方面,球窝结构的叶形优化效果更好,其中深径比小、深度大的球窝叶形减小总压损失的效果显著。

不同雷诺数下4∶1圆角矩形柱气动力特性及流场数值模拟研究

圆角化处理的矩形柱绕流具有复杂的气动力和流场特性。为深入了解圆角矩形柱的雷诺数(Reynolds number, Re)效应,采用基于计算流体力学(Computational fluid dynamics, CFD)的大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法,开展了不同Re下宽高比4∶1圆角矩形柱绕流数值模拟,研究了不同Re下圆角矩形柱的气动力系数、斯特劳哈尔数(Strouhal number, St)、风压系数和流场等变化规律。结果表明:表面风压和时均流场在Re≤4×10^(3)时,Re效应显著,但当Re>4×10^(3)时,Re效应较弱。当Re≤4×10^(3)时,升力系数均方根和平均阻力系数随着Re先增大后减小,在Re=1×10^(3)时达到最大;而St先增大后减小再增大,分别在Re=2×10^(3)时达到最大,在Re=4×10^(3)时达到最小。回流长度随着Re先减小后增大,尾流旋涡中心逐渐后移。

进口雷诺数和湍流度对压气机叶栅流动特性影响

针对高空条件下,无人机发动机的压气机气动性能明显下降的问题,本文以某高亚声速压气机叶型V103为研究对象,采用数值模拟方法研究了3种雷诺数(Re=1.5×10^(5),4.5×10^(5),1.2×106)条件下,不同来流湍流度(Tu=1%,3%,5%,6%,7.5%,10%)对压气机叶栅内部流动特性的影响,分析了流动分离和转捩之间的变化关系,以及由此引起的叶型损失变化规律。研究结果表明:当湍流度不变时,随着雷诺数减小,分离泡长度增加,但分离点位置不变;当雷诺数不变,湍流度减小,层流分离点位置会提前,并且前移现象在低雷诺数下更明显;当湍流度增加,叶片表面分离泡消失,但损失仍然呈现出随着湍流度增加而增大的趋势;在不同雷诺数条件下,都存在一个对应于最小叶型损失的来流湍流度,且该湍流度随着雷诺数的减小而略有增大。本文为修正低雷诺数条件下压气机叶型损失模型和发展预测压气机高空低雷诺数效应的数值模型提供理论指导。

纳入雷诺数修正的GA-Elman算法对EGTM的研究

为进一步减小排气温度裕度计算误差,对发动机起飞排气温度裕度基线观察值和雷诺数影响系数进行了多元非线性拟合,提出了利用雷诺数影响系数修正排气温度(Exhaust Gas Temperature,EGT)基线观察值的方法,将雷诺数影响系数加入神经网络的输入层,利用遗传算法(Genetic Algorithm,GA)优化Elman网络模型,建立排气温度裕度(Exhaust Gas Temperature Margin,EGTM)的预测模型。通过结合飞行数据计算,对比多元非线性拟合以及Elman网络模型和基于Elman网络优化的GA-Elman模型的计算误差效果,得出实验结果:GA-Elman对EGTM计算精度更高,鲁棒性更强。

不同类型流体圆管内流动的广义雷诺数分析

雷诺数是表征流体管流特性的重要参数。文中基于同时包含屈服应力、时间常数和幂律指数的Carreau-Extended(简称Carreau-E)非牛顿流体复杂流变模型及力平衡方程,推导出圆管内充分发展的Carreau-E流体层流管流的广义雷诺数表达式,并进一步拓展至Carreau、Herschel-Bulkley、Powerlaw、Bingham 4种常见非牛顿流体及牛顿流体。对比研究发现不同流体在圆管内流动的达西阻力系数实验值与预测值吻合良好,相对误差基本在±10%以内,该研究可为不同非牛顿或牛顿流体管流流态判定提供依据。

不同雷诺数下圆柱绕流流动特性数值模拟

通过使用Fluent软件对雷诺数在100~700范围内的圆柱绕流进行数值模拟,通过对比尾流速度分布,揭示了不同雷诺数下圆柱绕流的流动规律。此外,在相同雷诺数下对不同流体绕流圆柱所得阻力系数进行对比讨论,将数值模拟所得不同雷诺数下涡脱落周期与通过斯特劳哈尔数公式计算得出的涡脱落周期进行误差分析,验证了Fluent数值模拟的准确性。