基于k——ω湍流模型的翼尖涡演化过程数值模拟

为深入研究近场翼尖涡的演化过程,同时给远场尾流的计算提供初始参考,建立了飞机着陆状态仿真模型,采用结构化网格对模型进行网格划分,利用转捩修正的SST k-omega湍流模型,通过求解不可压缩的N-S方程对生成的网格进行数值计算,得到了着陆状态下机翼及近翼流场翼尖涡的连续演化过程。研究结果表明：机翼表面形成的两次共转融合涡与次级尾迹涡共同作用于近翼流场,并于0.5L处形成稳定的翼尖涡;在整个演化过程中,翼尖涡受环境因素影响较大,并伴随着较大的能量转换。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长，尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势，研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此，本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡，有效改变翼尖气流的流动特性，增大速度梯度，减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度；不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下，小翼对尾涡强度的减小量不同。     

雷诺数对圆柱体涡激振动特性影响研究

为研究雷诺数,特别是高雷诺数对涡激振动(VIV)特性的影响,基于OpenFoam嵌入自编程序,分别设定雷诺数范围为1.45×103~10.20×103,5.80×103~40.80×103以及13.05×103~91.80×103对不同质量比的圆柱体进行涡激振动数值模拟.在低、高质量比条件下计算对比圆柱体在不同雷诺数范围内的涡激振动幅值、频率、流体力系数、运动轨迹以及漩涡脱落模式等特性,研究结果表明:在低质量比条件下,雷诺数范围的增大对圆柱涡激振动的影响主要体现在流向与横向各分支振幅的增加以及泄涡向2T模式的提前转变等;而在高质量比条件下,主要体现在横向幅值的增加与流向幅值的减小,锁定区间的增大以及最大振幅处运动轨迹的显著改变等.     

微型飞机机翼流动结构的数值研究

通过数值求解非定常不可压N-S方程,研究微型飞机的小展弦比机翼在低Reynolds数下的流动特征。研究对象是展弦比为1.33,截面形状为E-174翼型的椭圆形机翼。数值模拟的Re=1×104,迎角为0°～45°。结果表明:从0°到10°迎角,机翼附近的流场是两侧对称的;迎角大于11°,流动变为两侧不对称。这个现象的出现是由于翼尖涡和机翼上表面的二次分离涡相互作用,使翼尖涡发生失稳。由于粘性作用,在整个迎角范围内气流发生分离。迎角小于33°,分离涡从机翼的上表面不断脱落;迎角大于33°,分离涡保持在机翼的背风面,形成驻涡现象。     

湍流混合层流动的离散涡数值模拟

利用离散涡方法模拟湍流混合层流动,采用随机走步法考虑黏性并引入涡片表示固体边界的作用.平均速度与湍流参数的数值模拟结果与实验值吻合较好,验证了所提模型的有效性.结果显示沿流向:平均速度梯度降低;雷诺剪应力峰值呈增大趋势,但由于涡元的配对使得峰值出现了波动而没有单调增大;涡量峰值单调减小.在此基础上进一步研究了同一速比下雷诺数对湍流参数分布的影响规律,发现沿流向雷诺应力的峰值均以相似的斜率逐渐增大;平均涡量峰值递减,衰减速度随着雷诺数的增加而加快;同一截面上涡量峰值与雷诺数几乎成线性关系递增.     

前缘钝度和雷诺数对三角翼流场的影响

采用RANS方法实现三角翼前缘涡流场结构的数值模拟,计算采用全湍模式。通过数值模拟充分理解非尖前缘三角翼前缘涡的流场结构。数值模拟得到的三角翼表面压强分布与实验结果进行了对比,研究不同因素对三角翼前缘涡的影响。通过对比分析流场结构得到:尖前缘三角翼前缘涡是从机翼前缘拖出,分离位置固定;而钝前缘三角翼由于前缘分离点不固定,前缘涡流场结构变得更加复杂。对于钝前缘三角翼,当马赫数不变时,随着雷诺数的增加,三角翼前缘涡的分离被延迟。     

民用飞机后缘增升装置气动力特性SCCH试验研究

针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学的NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模增升装置测力风洞试验研究.试验来流马赫数为0.2,基于机翼气动弦长的试验雷诺数为1.85×106.通过试验结果,重点分析了后缘襟翼偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了襟翼偏角和缝道的最佳组合参数.研究结果表明:襟翼偏角和缝道宽度是影响机翼气动力特性的主要参数,缝道搭接量的影响较小;合适的缝道宽度能带来较大的升力系数和升阻特性,襟翼缝道宽度为2%时升力特性最佳,襟翼缝道宽度为1%时升阻比较大.     

可压缩轴对称冲击射流流场的数值模拟

数值模拟一种可压缩轴对称冲击射流。所构造的数值模拟方法是:直接求解柱坐标系下的二维可压缩Navier-Stokes方程的差分离散方程,其中对流项采用基于非等距网格上的五阶精度迎风紧致型差分格式,黏性项采用基于非等距网格上的六阶精度对称紧致型差分格式,时间项采用3步三阶精度Runge-Kutta方法。模拟不同雷诺数、马赫数条件下冲击射流大尺度涡结构的演化过程。结果表明:流体从喷嘴射出后卷起形成一个独立的大尺度负涡,即初生漩涡,它会在壁面处逐渐激发出一个具有正涡量的壁面二次生成涡;初生漩涡和二次生成涡互相旋转挤压,壁面二次生成涡的力量很快占优势,带动初生漩涡向流场内部发展;随马赫数的增大,初生漩涡具有更强的力量,抑制了壁面二次生成涡和其他小尺度负涡的发展;随雷诺数的增大,初生漩涡的力量有所减弱,促进了壁面二次生成涡和其他小尺度负涡的发展。     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验

在上海市应用数学和力学研究所SIAMM400 低速低湍流度风洞中, 对自行设计的GA-1060 机翼在低雷诺数下复杂三维绕流的气动性能进行了相关的实验研究, 并与NACA0012 翼型形成的矩形机翼绕流气动性能进行了比较. 结果表明: 在低雷诺数下GA-1060 机翼前缘较为钝厚, 有一定弯度, 厚度较小的外形使其具有更好的综合气动特性; 在较大攻角情况下, 升力系数和升阻比等参数均有较大提高, 6° 攻角时升阻比可增加到27%; 流动分离与翼尖涡的相互作用在一定程度上影响了翼尖涡的生成和发展.     

考虑旋转和曲率修正的螺旋桨梢涡流场模拟

应用显式代数雷诺应力湍流模型对螺旋桨尾流中梢涡流场分布进行了数值研究,为了避免过高地预报梢涡涡核内湍流黏性耗散,对湍流模型进行了旋转和曲率修正．应用全六面体网格对螺旋桨计算域进行网格划分,为了避免数值离散误差,对梢涡区域进行了网格加密处理．计算结果表明：提出的尾流中梢涡流场分布数值模拟方法能够准确预报螺旋桨梢涡流场的分布及涡核位置,并准确反映了梢涡形成和发展过程中梢涡内主涡和次涡的关系,与实验测量结果基本一致．     

前掠翼与平直翼布局气动特性的比较分析

基于ANSYS 11.0的计算流体力学模块CFX,选取Reynolds平均的三维N-S方程及SST涡粘湍流模型,采用数值计算和流场可视化分析方法,对变前掠翼布局在低速起飞／着陆及高跨音速作战使用状态的气动性能进行了计算。着重对前掠翼与平直翼布局气动特性和流动机理进行了比较,通过对涡结构的分析发现,机翼前掠使得机翼前缘涡和鸭翼机身涡呈“V”字型靠近并相互加强,从而诱导出了二次涡,大大提高了对翼面气流分离的控制能力,验证了增大升力系数和失速迎角的机理。计算结果表明变前掠翼布局设计合理。     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

Ma数对后掠机翼流动非线性失稳的影响

横流非线性失稳是导致后掠机翼流动湍流转捩的主要因素,而目前大部分的研究都集中在不可压缩流动.首先,本文采用非线性抛物化扰动理论分析了来流Ma=0.1,0.7,1.5,2.0条件下,后掠机翼流动的非线性失稳过程.计算结果表明来流Ma数激励了横流涡的发展,增加了饱和横流涡的流向涡量,并且来流Ma数增加,使得饱和横流涡趋近壁面.其次,通过对饱和横流涡二次失稳的分析,本文计算结果表明来流Ma数增强了饱和横流涡的二次失稳,并且在亚声速来流条件下,二次失稳"z"模态占优,而在超音速来流条件下,二次失稳"y","z"模态同时占优.     

不同雷诺数对钝前缘三角翼气动特性影响的研究

通过求解三元非定常N—S方程的方法，对钝前缘三角翼的流动进行了数值模拟，研究了亚声速条件下不同雷诺数对钝前缘三角翼分离涡的影响。计算结果与试验结果进行了详细的比较，两者都证明雷诺数的增大对钝前缘分离涡的分离有明显的延迟作用。     

Spanwise flow and the attachment of the leading-edge vortex on insect wings

The flow structure that is largely responsible for the good performance of insect wings has recently been identified as a leading-edge vortex. But because such vortices become detached from a wing in two-dimensional flow, an unknown mechanism must keep them attached to (three-dimensional) flapping wings. The current explanation, analogous to a mechanism operating on delta-wing aircraft, is that spanwise flow through a spiral vortex drains energy from the vortex core. We have tested this hypothesis by systematically mapping the flow generated by a dynamically scaled model insect while simultaneously measuring the resulting aerodynamic forces. Here we report that, at the Reynolds numbers matching the flows relevant for most insects, flapping wings do not generate a spiral vortex akin to that produced by delta-wing aircraft. We also find that limiting spanwise flow with fences and edge baffles does not cause detachment of the leading-edge vortex. The data support an alternative hypothesis-that downward flow induced by tip vortices limits the growth of the leading-edge vortex.