NPU-WA系列风力机翼型设计与风洞实验

针对兆瓦级大型风力机,研究发展了以具有更优良高雷诺数和高升力气动性能为特点的NPU-WA翼型族,风洞实验表明,该翼型族达到了在高雷诺数、高升力条件下实现高升阻比和外侧翼型对粗糙度不敏感的主要设计要求,为我国自主研发大型风力机提供了可以实际使用的翼型几何数据和雷诺数范围内1.0×106～5.0×106的风洞实验数据。

仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究

受鸟类翼面覆羽结构特点的启发,在前期仿生流动控制工作基础上,本文设计了不同厚度的柔性锯齿型人工覆羽,将其分别安装于NACA0018平直机翼上翼面不同弦长位置,通过实验考察大迎角条件下流动分离控制效果。实验在天津大学低湍流度风洞进行,采用坐标架对机翼尾流区进行扫掠测量,使用热线风速仪获取尾流区的平均速度和脉动速度信息,并使用高速相机拍摄人工覆羽的运动情况。通过平均速度分布、脉动速度均方根曲线、功率谱密度、小波能谱和小波等值云图等对不同厚度覆羽的流动分离控制效果进行对比分析。实验结果表明,对于小厚度覆羽:安装在机翼前缘附近时,能有效减小前缘剪切层和机翼上表面之间的距离,这是由于覆羽自适应振动促进了低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构的转化;安装在机翼尾缘附近时,机翼周围流场无明显变化。相反,对于大厚度覆羽,覆羽阻碍分离回流区沿机翼表面向前缘发展,在靠近机翼尾缘时,流动分离控制效果较好。此外,本文还结合粒子图像测速技术绘制了覆羽的运动情况和周围流场流动示意图,验证了不同工况下人工覆羽的流动分离控制效果,对比分析了不同厚度覆羽实现流动分离控制的机理。

高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究

高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.

多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟

文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17%的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较。结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略;当攻角大于4°时,风洞侧壁边界层对翼型中间剖面的流场影响必须加以控制和修正;并验证了NF-3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型的气动特性。

弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟

通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响。结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角α≤13°时的升力和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数和动态平均力矩系数的影响不明显,与静态时的情况基本一致;当迎角α≥14°时,翼型振动的平均升力系数和动态平均力矩系数小于静态时的情况。同一迎角条件下的俯仰振动频率越高时,其动态的平均升力系数和动态平均力矩系数越大,频率较高时的失速迎角相对于频率较低时的情况有所推迟,但相对于静态的失速迎角而言,不同频率下的动态失速迎角均提前。对于沉浮运动而言,动态平均升力系数随振幅和频率的增加而减小,动态失速迎角随振幅和频率的增大而提前。

压电式合成射流致动器的设计与实验研究

采用两种不同的压电陶瓷片制作了压电振子,基于压电振子设计了不同喷口形式和压电振子布局形式的合成射流致动器。实验中利用热线风速仪对致动器喷口中心的速度进行了测量。结果表明,所设计的合成射流致动器喷口峰值速度达22.55m/s,致动器典型布局时方形缝倾斜角对喷口峰值速度影响较大,90°法向射流比45°倾斜射流能获得更大的喷口动能,射流法向喷出时致动器典型布局比侧面布局能获得更多的喷口动能。

高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究

高超声速宽速域飞行器需要从地面零速滑跑起飞,经历亚声速起飞、跨声速/超声速爬升,直至高超声速巡航等多个飞行阶段,因此,除了需要保证高超声速性能以外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨和超声速气动特性。首先,本文提出了一种基于代理模型的高效多目标优化新算法,结合新算法和RANS方程求解器、几何参数化、网格自动生成等技术发展了一套宽速域翼型多目标优化设计方法。然后,进行了兼顾跨声速与高超声速气动性能的翼型多目标气动优化设计,优化获得了包含58个翼型的Pareto最优化解集。本文分析了Pareto前沿上的优化翼型,对宽速域翼型协调跨声速与高超声速气动性能的机理进行了总结。

非均匀矩形网格的局部网格细化LBM算法研究

传统的格子玻尔兹曼方法(LBM),特别是基于均匀正方形网格的经典单松弛计算模型(SLBM),其算法鲁棒性和数值稳定性较差,限制了LBM的发展和应用.而网格细化策略可以有效缓解这一窘境,但是传统LBM中网格细化必然会导致计算效率骤降,计算设备要求攀高.为了解决这一问题,文章基于非均匀矩形网格结构,结合插值LBM算法的思路,在保证物面处和流动变化剧烈区域的局部网格细化以及计算精度的前提下,提出了25点拉格朗日插值LBM算法.以经典顶盖驱动方腔内流为算例,开展了包括不同网格分辨率和插值格式的对比分析研究.验证算例既包括了定常流动的数值模拟,也涉及了非定常周期性流动的求解.计算结果表明,相较于其他插值格式,拉格朗日插值格式表现优异;文章局部网格细化工作可以确保物面处及流动变化剧烈区域流动细节的捕捉;数值模拟算法可以为数值仿真提供可信的计算结果;同时大幅降低了总网格数量.因此很大程度上提升了计算效率;数值模拟方法鲁棒性较好,适用于包括定常和非定常流动的数值模拟.

深纵比对方腔过渡流临界特性的影响研究

流场过渡流临界特性是指流场因流动分岔而引起的流动状态和流场物理特性变化.它从根本上决定了流动演化模式和流场特性等物理规律,对解释复杂流动现象意义重大.文章针对不同深纵比(R∈[0.1,2.0])的顶盖驱动方腔内流开展数值模拟和流场稳定性分析研究.预测Hopf,Neimark-Sacker和period-doubling流动分岔及湍流始现的临界雷诺数;分析流场演化模式,发现对应不同的深纵比,有些流动遵循经典的Ruelle-Takens模式,有些流动则会由周期性流动跃变至湍流;捕捉和分析各种流动现象,如流场稳定性丧失、能量级串、流场拓扑结构变化规律等.研究成果对于揭示深纵比这一几何参数对腔体内流过渡流临界特性的影响规律意义重大,进一步完善了内流流场特性的研究.研究发现,Moffatt效应不仅存在于拥有尖锐夹角的内部流动中,也出现于挤压拉伸的狭长空间;无论是深腔还是浅腔,流场稳定性最初的破坏总是以Hopf流动分岔的出现而开始;就浅腔(R<1.0)而言,随着深纵比逐渐增加,Hopf流动分岔的临界雷诺数越来越小,流动更容易变为非定常状态,说明流场稳定性变得越来越容易被破坏;就深腔(R>1.0)而言,相较于经典方腔驱动内流(R=1.0),流场稳定性更容易丧失;沿纵向的几何外形拉伸并不是提升流场稳定性的强制约束.

可渗透面对流FW-H方程伪声产生机制和抑制方法

可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用,但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制,并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源,发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FWH方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式,因部分积分项被忽略,导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项,在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作,以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。

AV90-2轴流压缩机漏油问题的分析研究

对NF-6风洞AV90-2轴流压缩机漏油问题进行了分析研究,提出采用磁力完全密封零重力油封技术的密封环对压缩机轴进行密封处理,并在轴承座内侧迷宫槽1/5长度截面处通入高压气流,形成一个高压气流区,阻挡润滑油泄漏,从而实现密封。测试结果表明:采用密封环和提供高压气方式对轴流压缩机具有很好的密封作用,能够成功运用于解决轴流压缩机漏油问题。

超临界翼型跨音速特性实验研究

针对新设计的超临界翼型,采用风洞实验方法验证和评估了其气动特性。在增压连续式跨音速风洞(NF-6风洞)开展了超临界翼型跨音速特性的实验研究,验证了该翼型设计的压力分布曲线特点。激波位置和波后压力平台区长度表明设计结果和实验结果基本一致,揭示了超临界翼型跨音速的气动特性;阻力发散马赫数达到期望的设计指标,探讨了雷诺数对该翼型气动特性的影响。最后采用升华法实现了翼型表面流动特性的显示。结果表明转捩点约在16%弦长位置。

积分守恒型N-S方程通用形式及其在数值模拟中的应用

运用张量分析理论,分别给出了标量、矢量以及二阶张量等任意阶数张量的Gauss定理,并应用到积分形式流动控制方程的推导中,得到具有普遍意义的三维任意曲线坐标系上的积分守恒型N-S方程的通用形式,并采用有限体积的时间推进法对方程进行数值离散,研制了相应的CFD分析程序.作为算例,对具有复杂边界的大尺度离心叶轮内的旋转三维湍流场进行了数值模拟.与实验结果的比较表明,数值模型和解法是成功的,为复杂物理域的流动问题的数值模拟奠定了基础.

后掠翼被动层流控制研究

基于前缘粗糙元阵列的后掠机翼被动层流控制技术的关键在于控制波长的选择.从控制波与流场相互作用的物理机制出发,提出了快速波假设.使用Mack方法求解三维不可压缩Orr-Sommerfeld方程,研究了无限展长后掠翼的最佳控制波长的选择问题.对于Saric的实验状态采用定点计算方法验证了8 mm为控制波长,使用自适应搜索方法得到了西北工业大学模型在不同状态下的最佳控制波长,并通过风洞试验实现了转捩的推迟.提出了丝网印刷添加粗糙元阵列技术与混合溶剂升华法,丰富了实验手段.

圆形截面离心压缩机蜗壳内部三维流动的测量与分析

利用五孔探针对大尺度低速离心压缩机的圆形截面蜗壳内部三维流动进行了详细的测量,给出了蜗壳螺旋通道部分径向测量截面的通流速度分布以及通流速度、总压、静压沿径向与圆周方向的分布图,并与一维计算的流量进行了比较。结果表明,各截面测量得到的流量与一维计算的趋势相同,且随着角度的增大,计算与实验之间的差别逐渐减小;另外,本试验蜗壳内的流动是复杂的三维流动,蜗壳各径向截面的通流速度沿径向的分布与动量矩守恒规律有比较明显的差别,总压沿圆周方向变化不明显。

连续式跨声速风洞降温系统液氮存储装置的设计与调试

低温运行是提高风洞实验雷诺数的有效途径。采用喷洒液氮的方式,NF-6风洞建成了国内第一套适用于连续式跨声速风洞的降温系统。介绍了NF-6风洞降温系统的总体方案和主要技术指标,重点介绍其液氮存储装置的结构和技术原理,给出了静态和通气运行调试结果。测试结果表明:提出的液氮需求量计算方法正确,为储罐容积估算提供了理论依据;液氮存储装置设计合理,液氮加注通畅平稳,自增压系统工作正常,绝热性满足低温液氮存储要求;储罐的液氮日蒸发率为0.044%,远低于设计指标;液氮存储装置与降温系统整体匹配良好、工作稳定,总温、总压、马赫数以及运行时间等关键指标达到设计要求。

镜像对称顶盖驱动方腔内流过渡流临界特性研究

流场过渡流临界特性是指流场因流动状态改变而引起的流场物理特性变化.如流动从定常演化为非定常周期性时,流动处于过渡状态的物理性质.它从根本上决定了流动演化模式和流场特性等物理规律,对认清流动现象的形成机理有重要意义.本文在之前腔体内流流场过渡流临界特性研究的基础上,针对镜像对称顶盖驱动方腔内流开展数值模拟和流场稳定性分析研究,捕捉各流动分岔点,如Hopf流动分岔点和Neimark-Sacker流动分岔点等,并揭示其对流场特性的影响;分析流场演化模式,随着雷诺数增大从定常状态依次演化为非定常周期性流动、准周期性流动和湍流;揭示各种流动现象的形成机理,如流动滞后、对称性破坏、能量级串等;分析流场拓扑结构,阐明流场镜像对称性和流场稳定性的关系.本文研究成果有助于揭示该流场的物理特性,进一步完善了内流流场特性的研究.研究发现,针对本文镜像对称方腔顶盖驱动内流,流场稳定性的破坏总是以Hopf流动分岔点的出现而发生并且伴随着流场对称性的破坏;流场演化模式符合经典的Ruelle-Takens模式;流动从定常状态演化至非定常周期性流动时存在流动滞后现象.

连续式高速风洞液氮降温供配气系统设计与实现

研制低温高雷诺数风洞对我国国防工业的发展具有重要战略意义和工程应用价值。通过喷注液氮的方式,建成了国内第一套适用于连续式高速风洞的降温系统。介绍了NF-6连续式高速风洞降温系统的总体方案和主要技术指标,重点论述了其中供配气系统结构和技术原理,并给出了运行调试结果。测试结果表明:NF-6风洞降温系统的液氮需求量计算方法正确,液氮存储装置工作稳定,液氮存储量和驱动气源的能力满足降温实验要求;配气系统设计合理,预增压装置工作稳定,喷前压和挤推压控制平稳;供配气系统与整体降温系统匹配良好,总温、总压、马赫数及运行时间等关键指标达到设计要求,风洞实验雷诺数提高近50%。

涡桨飞机缩比模型机体噪声预测研究

民用飞机机体噪声水平已成为衡量飞机性能的重要指标,受到了越来越多的关注。当前基于CFD数值模拟的机体噪声预测研究大多针对飞机单独部件开展,缺乏对全机高保真复杂构型的噪声预测。由于部件之间的干扰,针对部件的噪声预测在计算条件、噪声的产生及传播等方面均和实际构型之间存在很大的差异,因此采用高保真真实飞机模型才能对飞机机体噪声进行更准确的预测。采用精细化高分辨率网格与高精度混合RANS/LES方法,结合FW-H声类比方法,对涡桨飞机高保真1/6缩比模型在降落状态下的气动噪声进行了数值预测研究。采用改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法对近场声源区流动进行模拟,得到了涡桨飞机全机的近场声源特性。除了捕捉到襟翼侧缘和翼尖2个重要噪声源之外,还发现了由短舱尾迹和后缘襟翼之间的干扰引起的噪声源、襟翼内侧和机身之间的复杂流动引起的噪声源。远场噪声研究结果显示,在机身的纵向对称面内,噪声主要向前下方和后上方传播,偶极子特性十分明显。在垂直于来流的平面内,横向噪声较弱。

人工智能气动特性预测技术在火箭子级落区控制项目的应用

发展了一种基于人工智能算法的气动特性预测技术,在开展部分工况风洞试验基础上,结合少量数值仿真结果,通过机器学习模型预测全部工况气动特性。该方法能够降低研制成本,缩短周期。先后解决了相关函数选择、模型超参数训练、数据检验和“人在回路”应用等关键算法与技术问题,应用于运载火箭子级栅格舵落区控制项目气动研制,获得了设计所需完整的气动特性数据。2019年7月26日火箭飞行搭载试验验证了预测方法的正确性。最后,提出了人工智能技术在气动设计应用的分级概念和标准,划分和识别人工智能的能力,确定阶段性功能,为人工智能与气动设计结合与应用提供参考。