Effect of leading-edge tubercles on the flow over low-aspect-ratio wings at low Reynolds number

Two-dimensional time-resolved particle image velocimetry(TR-PIV)and stereographic particle image velocimetry(SPIV)techniques were used to investigate the effect of leading-edge tubercles on the flow over low-aspect-ratio wing models.The angle of attack is fixed at 10°,and the Reynolds number based on chord length is 5.8×10^(3).It is shown that the leading-edge tubercles can effectively mitigate flow separation in the model and also reduce the contribution of wake vortex to the fluctuating energy of flow.Counter-rotating vortex pairs(CVPs)initiated from the peak of leading-edge tubercles can promote nearby momentum exchange,enhance mixing of the flow and increase the energy contained in the boundary layer,which results in resisting the larger adverse pressure gradient.Therefore,it is concluded that CVPs play an important role in mitigating the flow separation for wings with leading-edge tubercles.

融合多源数据挖掘信息的非轴对称端壁/叶身联合成型设计空间知识挖掘

为厘清联合成型设计空间各造型方法对涡轮叶栅性能提升的贡献,将基于总变差分析的全局敏感性分析方法与平行坐标系及直方图、散点图等可视化技术相结合,提出了将多源数据挖掘信息进行融合的设计空间知识挖掘框架,并利用该框架对某小展弦比叶栅端壁/叶身联合成型设计空间进行知识挖掘。结果表明:叶栅气动损失增减对基元型线微调十分敏感;非轴对称端壁所带来的损失减少量与型线微调接近,但设计空间内不同非轴对称端壁样本性能波动较小,导致其重要性被全局敏感性分析方法低估;虽然单独采用弯叶片难以整体降低小展弦比叶栅损失,但将弯、型线微调和非轴对称端壁造型相结合可获得“1+1+1>3”的性能增益;在端壁/叶身联合成型设计空间内,将基元型线朝着后加载方向微调,并采用喉部附近下凹较深的非轴对称端壁造型及反弯叶片设计,可获得气动损失较小的叶栅设计。研究结果明晰了端壁/叶身联合成型设计空间优化解特征,可为类似小展弦比叶栅设计优化提供借鉴。

桥梁用大展宽比薄规格钢板的低温冲击性能不合格原因

采用化学成分分析、断口分析、金相检验、夹杂物分析等方法,研究了桥梁用大展宽比薄规格钢板低温冲击性能不合格的原因。结果表明:铸坯中心偏析,轧后冷却时产生了马氏体,且钢中存在粗大的MnS夹杂物,导致钢板的低温冲击性能不合格。提高钢板低温冲击性能的方法包括,在炼钢过程中,降低C、Mn、P、S等元素的含量、降低钢水过热度、在凝固末端采用强冷技术等;在轧钢过程中,提高加热温度、延长加热时间、优化道次压下量分配、降低终轧温度等。

基于FDTD的高深宽比沟槽结构低相干显微干涉信号仿真分析

低相干垂直扫描干涉技术是微结构形貌特征参数无损检测的有效手段。但当微结构的沟槽深宽比高于5∶1时,遮挡效应以及阶跃边缘复杂的衍射效应会导致本应仅包含一个包络的垂直扫描测量干涉信号异常,形成两个甚至多个包络,继而影响形貌检测结果。本文解析低相干垂直扫描干涉的测量过程,采用时域有限差分法对低相干显微干涉测量系统的显微成像、相干扫描测量过程进行数值仿真,计算待测微结构表面返回场及显微成像后的像面干涉场,得到低相干显微干涉信号。分别仿真了深宽比为5∶1、80∶3的硅基沟槽微结构的干涉信号,并与实验室自研的Linnik型低相干垂直扫描干涉系统对沟槽微结构的检测信号进行对比,匹配其高深宽比沟槽结构干涉信号的双包络及幅频双峰性的特征,验证所提方法的准确性。该仿真方法可应用于实测前对被测结构低相干显微干涉信号的先验性仿真计算,通过提前分析信号特征,为形貌复原算法的选取及改进指引优化方向。

低亚声速大宽高比矩形射流远场噪声特性研究

目的将空气幕自噪声问题简化为低亚声速大宽高比矩形射流噪声问题,并研究其特性。方法设计低亚声速大宽高比矩形射流试验台,并系统地研究主要噪声来源以及射流速度、方位角、宽高比等参数对远场噪声的影响规律。结果低亚声速大宽高比矩形射流远场噪声主要集中在低频部分(500 Hz以内),除宽高比为14的矩形射流噪声因声共振现象导致某些频率附近存在模态噪声峰值,从而不符合噪声频谱归一化规律外,其他低亚声速大宽高比矩形射流远场噪声频谱都符合如下规律,即射流噪声总声压级大致与射流速度的7.4次方成正比,与矩形喷管宽度的1.6次方成正比。结论低亚声速大宽高比矩形射流远场噪声归一化规律可为深入了解空气幕自噪声特性提供理论指导。

小展弦比飞翼布局飞机稳定特性

飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞翼构型参数、飞行状态与其稳定性间的量化规律,并详细分析了这一布局纵向短周期模态及横航向荷兰滚模态发散的具体成因。

小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究

小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型,前缘后掠角为65°,展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力,在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理,通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的流动特性,分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程,结果表明:小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力;随着迎角增加,前缘涡逐渐向内侧移动,涡强和背风面激波的强度也逐渐增加,前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态;当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂,流场急剧变化以达到新的平衡,从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。

小展弦比叶栅非轴对称端壁造型及气动性能的数值研究

提出了基于双控制型线的非轴对称端壁造型新方法,并在某小展弦比叶栅的上下端壁上完成了非轴对称端壁造型设计.采用数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和考虑转捩模型的SST湍流模型对轴对称端壁原始叶栅和非轴对称端壁叶栅进行了详细的流场特性分析,结果表明:所提方法可以有效减少进入叶栅通道涡的低能流体,从而抑制了通道涡的发展,减少了二次流损失.由于叶栅展弦比较小,所以非轴对称端壁会影响到整个流场,使得出口气流角在整个叶高范围内有所增大,中叶展处叶片负荷下降,型面损失减少.与轴对称端壁原始叶栅相比,非轴对称端壁叶栅效率提高了0.22%,从而验证了所提方法的有效性.

小展弦比飞翼布局作战飞机可控性设计方法

飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的要求,估算了该飞翼构型作战使用所需的三轴最大控制力矩系数。通过引进舵容量的概念提出了新型操纵面的参数化设计方法,最后对这一新布局方案进行了可控性评估,为飞翼布局飞机概念设计阶段的新型操纵面布置和设计提供了一种实用的方法。

小剪跨比内置钢管组合剪力墙抗震性能试验研究

为研究小剪跨比内置钢管组合剪力墙(STLW剪力墙)的抗震性能,对STLW剪力墙试件进行低周反复加载试验,分析其破坏形态、破坏机理、变形能力、耗能性能、刚度及承载力退化规律.然后,采用拉压杆-滑移模型对STLW剪力墙的承载力进行分析.试验结果表明,在水平荷载作用下,STLW剪力墙由整截面墙渐变为开竖缝剪力墙,有效避免了小剪跨比钢筋混凝土剪力墙发生脆性剪切破坏.与传统小剪跨比剪力墙相比,STLW剪力墙的变形能力及耗能性能显著提高.经合理设计,其极限位移可提高约50%,黏滞阻尼系数提高约2倍.STLW剪力墙承载力计算值与试验结果较符合,拉压杆-滑移模型能较好地反映STLW剪力墙受力机理.

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究

采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下,雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时,雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时,雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时,雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。

涡轮叶栅叶冠泄漏流动数值研究

以小展弦比涡轮叶栅为研究对象,利用三维数值计算的方法研究了篦齿数、篦齿排列型式、上下游压力以及径向间隙对叶冠泄漏流量的影响,并分析了泄漏流动与主流的相互作用。研究表明,叶片排上下游压比和径向间隙是影响叶冠泄漏流动的主要因素,篦齿数和篦齿排列型式对泄漏流量的大小和出口气流角均有重要影响。考虑了主流的影响之后,叶冠出口流动呈现出高度的三维性和周向不均匀性。在周向压力梯度的作用下,径向速度以正负交替的形式出现,而且周向速度和轴向速度则出现了明显的分层结构。

低展弦比透平叶片弯曲方法研究

低展弦比透平叶片弯曲方法研究王仲奇，韩万今，徐文远（哈尔滨工业大学哈尔滨１５０００１）关键词：低展弦比，透平叶片，弯曲方法。ＳＴＵＤＹＯＦＣＵＲＶＥＤＭＥＴＨＯＤＯＦＴＵＲＢＩＮＥＢＬＡＤＥＷＩＴＨＬＯＷＡＳＰＥＣＴＲＡＴＩＯ￥ＷａｎｇＺｈｏｎｇｑｉ...

高负荷低展弦比氦涡轮端壁损失机理研究

为指导高负荷低展弦比氦涡轮设计,以多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶通道涡迁移机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响。结果表明:受轮毂道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子前缘近轮毂区正攻角变大;叶片根部负荷增大,致使马蹄涡压力面分支与吸力面分支交点前移;轮毂通道涡径向迁移至近叶顶区,其与叶尖泄漏涡相互影响致使叶顶区粘性损失显著增大。弯叶片对低展弦比大折转涡轮叶片的作用效果与传统涡轮具有明显差别:叶片正弯时叶顶负荷减小,导致叶顶间隙泄漏涡与通道涡强度及损失显著下降,涡轮性能得到改善;叶片反弯时叶顶负荷增大,致使叶尖泄漏损失增大,且强径向压力梯度作用下下端壁低能流体向叶顶汇聚,损失显著增大。

小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。

极小展弦比背鳍气动特性研究

对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明:亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜条件下滚转力矩发生突变。

小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

在小展弦比飞翼布局机翼外侧上/下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面,并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明,上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;当α>6°时,由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内,在前缘涡的吸力作用下,嵌入面航向控制效果迅速下降,直至失效,且进行航向控制时存在不利的滚转耦合;下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;通过在小迎角范围内使用上嵌入面,α>6°时使用下嵌入面,不仅可在全迎角实现航向控制,且不影响飞机的隐身性能。

超微型涡轮中极低展弦比静叶栅流场特性的数值研究

通过数值求解柱坐标系下三维定常粘性雷诺时均N-S方程,结合RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数,获得了超微涡轮中极低展弦比静叶栅流道内部的三维稳态粘性流场,揭示了其独特的流场物理特性和气动损失规律.结果表明:超低展弦比涡轮叶栅中存在双二次流现象;尽管超微燃气涡轮静叶栅高度仅为1.3 mm,壁面影响区占叶高的总高度仍不超过3%;叶片的静压载荷主要由中部弧段承担;总压损失主要发生在近壁区,尤其是吸力面近壁区;静叶栅径向各截面最大马赫数并不是出现在主流中央,而是介于主流中央和壁面之间的一个狭小区域,这可能与通道低能二次流与主流的掺混作用有关.

极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究

极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力。为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响。采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟。对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响。结果表明,前体小翼的存在可以显著降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小。