宽速域乘波飞行器气动设计研究综述

乘波构型作为一种能突破升阻比屏障的高超声速气动构型,是宽域可重复使用飞行器的一种重要候选气动布局形式。改善乘波飞行器低速性能不佳问题并实现宽速域飞行,已成为当前研究的热点。由于乘波飞行器采用了先设计流场后构造外形的思路,基准流场会影响其性能。本文对基准流场求解方法进行分析对比,并介绍了组合式、变马赫数和涡升力类宽速域乘波飞行器的设计方法,比较了各类方法的优势和不足,最后从基准流场和设计方法两个角度对宽速域乘波飞行器的未来发展提出了一些建议。

直升机飞行参数对起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声影响的分析

从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模型分析了飞行参数对直升机起降阶段的旋翼桨-涡干扰噪声的影响,着重计算了不同飞行速度时的桨涡垂直间距和超声速噪声辐射源点随飞行参数的变化。结果表明,桨涡干扰中的超声速噪声辐射源点在一定的飞行状态下会成为主导的噪声源。

煤粉炉内扩散火焰关于大尺度涡的“砂轮”效应初探

以 1 1 0 MW、四角切向喷射的煤粉动力锅炉为对象 ,借助CFX4 .2软件 ,在α-2 50工作站对该型锅炉的燃烧过程开展了数据模拟研究 .研究发现 :在该型炉膛内存在某种由准强制涡和准自由涡所组成的涡结构 ,这些涡均属于大尺度涡 (非亚格子涡 ) ;在这些准强制涡和准自由涡即大尺度涡之间以及某些涡与固壁或涡与喷射气流之间因扩散燃烧及强剪切而导致局部火焰增强现象即所谓“砂轮”效应 .从 Zeldovich转换和广义Reynolds比拟及粘性耗散的角度 。

微型涡流发生器控制压气机叶栅二次流的数值研究

二次流对压气机叶栅的性能有很大影响,为了探究微型涡流发生器(MVG)对于低马赫数来流叶栅的二次流控制情况,以一进口来流Ma<0.1的高负荷轴流压气机叶栅为研究对象,用数值方法分别对设计攻角(-1°)以及失速攻角(8°)下的流场进行损失分析,并借鉴失速因子对不同组合形式的MVG进行对比。得出在-1°攻角下,大部分MVG具有延缓分离的作用,但都会引起损失增加;在8°攻角下,所有MVG都具有延缓分离、减少损失的作用。损失减少最多的一组VGdvg3达到6.3%,失速系数减小了46%,因此认为MVG对于大分离区域的控制较为有效。MVG主要控制0%~30%叶高方向损失,并且MVG的叶片间距以及安装位置也存在一个最佳范围,不易过大或过小。

涡流发生器和附面层抽吸相结合对于低速压气机叶栅性能的影响

为了分析微型涡流发生器(MVG)和附面层吸气(BLS)相结合的方法对高负荷轴流压气机流动特性的影响,将一种弯曲的微型涡流发生器与缝式吸气槽进行不同组合,共组成五组控制模型进行对比。其中,微型涡流发生器安装在叶片上游端壁上,缝式吸气槽位于叶片吸力面靠近尾缘处。计算结果说明:在设计攻角下,COM控制方法在使总压损失明显减小的同时增加静压系数,性能优于单独使用MVG,却不及只使用BLS的控制方法。在失速攻角下,MVG产生的尾涡将位于叶片吸力面-端壁角区之间的低能流体和主流充分混合,使得总压损失大幅度减小了11.54%。在吸气量为1.5%时,COM控制方法可以使总压损失减小达14.59%。

压缩性对涡环物理特征及其传播速度的影响规律

在3维可压缩流场中,涡环是最基本的涡结构.为了揭示压缩性对涡环物理特征的影响规律,基于有限体积法求解3维可压缩Navier-Stokes方程,研究激波管产生的轴对称可压缩涡环.可压缩涡环的可压缩性由局部马赫数与涡马赫数定量表征;可压缩涡环的形态特征分为3类,分别为亚声速特征、跨声速特征及超声速特征.在可压缩性的作用下,涡环的结构参数受到一定的影响:涡核内涡量的分布愈加偏离高斯分布,表现为涡量集中区域范围愈加狭窄;涡环半径随着可压缩性的增加逐渐增加;涡核半径先增加,在可压缩性更强且存在嵌入激波的情况下又略微有所减小;涡环的传播速度与可压缩性成正比,由涡马赫数计算得到的理论传播速度与计算结果基本一致,表明了传播速度理论公式同时适用于这3种特征的可压缩涡环.

楔形涡流发生器影响高负荷叶栅性能的机理研究

为探究楔形涡流发生器流动控制技术的作用机理,对一低来流马赫数高负荷扩压叶栅开展数值模拟研究。提出在叶片前缘安装涡流发生器的方案,并对比分析了采用涡流发生器前后叶栅性能及通道内二次流结构的改变。研究结果表明,楔形涡流发生器诱导的吸/压力面涡类似于叶片前缘的马蹄涡,卷吸附面层低能流体,提高其抗逆压梯度能力,进而削弱横向流动,抑制角区分离;涡流发生器的强漩涡结构改善了叶栅通道二次流,使得损失重新分布,叶栅-3°到7°攻角范围内的气动性能显著提升,设计点-1°攻角时平均总压损失系数下降8.04%,平均静压系数增大7.75%,5°攻角时平均总压损失系数下降15.87%,平均静压系数增大21.79%。

非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在,研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维Blasius相似性解作为基本流场,以超声速混合层作为研究对象,采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数,分别研究对流马赫数Mc=0.5(<1)和Mc=1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制,结果表明:当对流马赫数Mc<1时,流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声,且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度;当对流马赫数Mc≥1时,根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速,可以进一步分为快慢两种模态,分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究,计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场,即马赫波辐射,其辐角的计算结果与理论值相符。

关于超声速剪切流动的数值模拟

本文通过采用混合型的四阶精度频谱关系保持格式和基于信号特征传播的边界处理方法，对对流马赫数分别为０．５、０．９和１．４的时间发展和超声速空间发展的剪切流动进行了数值模拟．目的是对剪切层不稳定结构的演化方式、相同对流马赫数下时间发展和超声速空间发展的剪切流动的异同作初步研究，研究表明，对时间发展的剪切流动来说：（１）当Ｍｃ＝１．４时，剪切层内流动演化的形态为：首先压力等值线在其极值点处产生中心型结构，且极大值点和极小值点交替分布．然后中心型结构进一步发展并产生横向分裂，从而在剪切层内等压力线出现鞍点结构随后剪切层内重新产生中心型的压力极值点结构，进而又出现鞍点结构、如此发展下去，剪切层内的压力等值线呈现中心和鞍点的组合．剪切层外的压缩波沿特征线方向传播并加强，形成类激波的结构，最后在流场中包含许多压缩和膨胀波在计算时间内流向的周期性未受破坏．（２）当Ｍｃ＝０．５时，初始的流向的周期结构经过一定时间后将丧失其稳定性在计算域为两个扰动周期的情况下，扰动形成的旋涡的后期演化表现为涡的对并．（３）对Ｍｃ＝０．９的流动，演化图象介于前两者之间．对具有相同对流马赫数的空间问题来说，由于粘性和非线性发展对周期性的破坏，随着?

悬停状态旋翼桨尖涡IDDES方法数值模拟研究

开发了一套适用于悬停状态旋翼桨尖涡高精度数值模拟研究的计算分析程序。采用五阶Roe-WENO格式来降低旋翼尾迹区域内的数值耗散。采用结构网格动态面搭接技术实现旋翼的旋转运动,同时该技术还解决了对流动关注区域进行网格加密引起远场网格数量剧增的问题。针对RANS方法对复杂湍流流动模拟能力不足的问题,对RANS/LES混合方法进行了研究,开发了基于IDDES方法的计算程序。首先以串列双圆柱绕流问题为算例,验证了所采用的IDDES方法和面搭接技术的可靠性。然后分别采用RANS方法和IDDES方法针对旋翼悬停状态流场进行了数值模拟对比分析,从旋翼桨尖涡的涡强度、涡核位置、涡核直径以及桨尖涡涡核附近气流速度型分布等方面对旋翼桨尖涡结构的细节特征进行了比较系统的分析。计算结果表明,在相同的网格分布下,IDDES方法计算得到的结果较RANS方法更为接近实验结果,同时IDDES的计算结果还捕捉到了与实际情况相符的细小蠕虫涡结构与桨尖涡的"涡对"等细节现象,有利于深入研究旋翼绕流机理及相关问题。

基于LBM-LES方法桨-涡干扰气动噪声直接计算

文章在马赫数较低的条件下,采用基于LBM框架下的LES方法,对平行桨-涡干扰气动噪声进行了直接数值计算。使用D2Q9模型作为LBM格子的离散速度模型,同时使用动态Smagorinsky亚格子模型作为LES方法的亚格子模型。计算结果显示,大涡模拟方法能够较为准确地获取桨-涡干扰气动噪声的声场,并且能够对桨-涡干扰气动噪声的生成机理、传播规律及噪声特性进行分析;桨涡干扰噪声的直接计算,大涡模拟方法对近壁面区域可以用壁面函数近似,近场特别是声源区域内网格最为关键。

定常升阻力:基础理论的主流演化

本文专注于飞行器定常绕流升阻力的关键物理机理和精确理论。自古以来,人类对飞得更高、更快、更远的梦想和追求从未停止。从20世纪初莱特兄弟实现载人动力飞行和Kutta-Joukowski升力公式问世开始,空气动力学理论经历了一个多世纪的曲折探索,从无黏到有黏、从定常到非定常、从不可压到可压缩、从近似到精确,已经发展出众多关于升力和阻力的理论,在实践中得到了多方面的充分检验,为航空航天、流体机械、风工程等众多应用领域提供了不可或缺的基础保证。

抽吸对高超声速内收缩进气道涡流区及起动性能的影响

研究了抽吸位置和开槽形式对高超声速内收缩进气道涡流区和起动性能的影响.数值计算结果表明:在内收缩进气道下洗气流集中区域开槽对减小出口涡流区效果显著,在分离包内开槽可以以较小的流量损失来大幅提升进气道的起动性能.横纵向组合槽即T型槽的综合抽吸效率最高,相对原型进气道,设计点马赫数为6.0时在相对抽吸流量为1.01%时出口总压恢复系数提高了12.8%,畸变指数减小了37%;起动马赫数从5.2降至4.1,自起动马赫数由6.2降至4.8.

涡轮级间燃烧室燃烧性能试验

开展了进口空气马赫数、驻涡区余气系数影响涡轮级间燃烧室燃烧性能的试验研究,获得了燃烧室性能参数的变化规律:随着进口马赫数的增大,总压损失从1.5%增加到7%,流阻系数变化不大,出口温度分布系数OTDF(overall temperature distribution factor)也相应变大;对于不同的进口马赫数,燃烧效率、OTDF随驻涡区余气系数的增大分别为降低和基本不变;燃烧效率大多在70%～85%之间;试验中得到的在燃烧室进口温度为473K时的最大贫油熄火余气系数为9.7.

微小尺度典型冷却结构的相似流动特性研究

以航空发动机空气系统中典型结构之一的孔元件为对象,研究微小尺度相似放大流动特性,研究相似流动中Re(雷诺数)和Ma(马赫数)对孔流动特性的影响。以空气为工作介质,通过数值计算小孔与相似放大孔的流量系数,对比内部流场及速度场。研究结果表明:Ma对突缩处的流动特性影响较大,Re对突扩处的流动特性影响较大;在Ma和Re相同的情况下,小孔与相似放大孔流量系数基本吻合,突扩和突缩处的流线分布、整体的速度云图分布也基本一致;如果Ma和Re有一个不相同,小孔与相似放大孔结果会产生较大差异。总之,在相似放大研究微尺度结构的流动特性时,不仅要保证几何结构和单值性条件相似,而且需保证无量纲参数Re和Ma分别相等。

喷嘴马赫数对涡流管性能影响的实验

设计加工了不同出口马赫数的喷嘴,搭建了涡流管性能测试试验台,对不同马赫数喷嘴涡流管的能量分离性能进行了实验测试,实验结果表明：出口马赫数为0.5到0.8的喷嘴的涡流管具有很好的能量分离效果,但是当马赫数上升到0.9时效果明显变差.当涡流管入口压力在0.4-0.6 MPa之间时,喷嘴出口马赫数为0.8的涡流管具有最好的制冷效应,但当涡流管入口压力继续增加时各喷嘴涡流管的制冷性能差距不大.