侧风滑跑条件下的地面涡气动特性数值研究

以缩比的近地面短舱进气道为研究对象,通过数值计算的方法得出侧风来流条件下地面涡的流场特征和气动特性,着重研究飞机滑跑对地面涡的影响。研究表明:在无相对滑跑时,速度比和离地间隙是影响地面涡特性的重要因素。来流速度越大,离地高度越高,地面涡的强度就越高;进气畸变主要受来流速度影响,流速越高,畸变程度越严重。有相对滑跑时,重点考虑来流速度和滑跑速度对地面涡的影响。来流速度对进气畸变影响很大,畸变指数随着风速升高而增大;滑跑速度是地面涡强度的主要影响因素,滑跑速度越高,地面涡强度越弱。     

侧风滑跑条件下的地面涡气动特性研究

以缩比的近地面短舱进气道为研究对象,通过数值计算的方法得出侧风来流条件下地面涡的流场特征和气动特性,着重研究飞机滑跑对地面涡的影响。研究表明：在无相对滑跑时,速度比和离地间隙是影响地面涡特性的重要因素。来流速度越大,离地高度越高,地面涡的强度就越高;进气畸变主要受来流速度影响,流速越高,畸变程度越严重。有相对滑跑时,重点考虑来流速度和滑跑速度对地面涡的影响。来流速度对进气畸变影响很大,畸变指数随着风速升高而增大;滑跑速度是地面涡强度的主要影响因素,滑跑速度越高,地面涡强度越弱。     

发散冷却和前缘槽缝射流作用下涡轮静叶端壁流动结构的研究

数值研究了无发散冷却与3种发散冷却气质量流量比下的涡轮静叶端壁附近涡结构、总压损失系数和端壁、叶表绝热冷却有效度以及两种冷却气在端壁上的流动结构。研究表明:发散冷却气质量流量比由5%增加至7%时,进口截面端壁附近的总压峰值升高3.7%,峰值区流体在叶片前缘滞止后向上卷起形成冲击涡;发散冷却流量增加会增强冲击涡而吸力面角区涡对被削弱。低流量冷却气会使整体总压损失降低,而发散冷却气质量流量比由5%升高至7%时总压损失增加4.5%。发散冷却气注入时,冲击涡会将冷却气携带至叶表,在压力面形成显著的泛冷却效果;发散冷却气质量流量比增加至7%会使冲击涡纵向伸长并分裂出三次涡。发散冷却贡献占比的计算结果表明,边界层分离线上游端壁由槽缝射流冷却气覆盖,而叶表和下游端壁的冷却由发散冷却主导。静叶端壁流动结构受到上游燃烧室内壁发散冷却的显著影响,并将改变端壁冷却特性。     

应用陷窝技术控制S进气道内流分离的研究

为了减小进气道内流动分离和出口气流畸变,在对S进气道内部流场进行数值研究基础上,应用 "Dimple"陷窝控制技术对S进气道内部分离流动进行了数值模拟和实验研究.结果表明,采用合适构型的"Dimple"陷窝被动控制方案可以明显减小进气道内部流动分离,改善出口压力分布,提高总压损失系数,降低S形进气道出口畸变指数,改善流场品质.     

纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究

短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离，导致发动机进气畸变，甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势，其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标，而高压脉冲等离子体技术以其功耗相对较低、对流场持续产生扰动等优势，在控制翼型/机翼流动分离中已取得显著成果，在短舱流动分离控制中存在巨大的潜力。首先探究了侧风影响下短舱进气道的基准气动规律， 定量分析总压畸变程度，从而确定了等离子体激励工况，然后采用120°周向激励布局，在不同激励频率电压条件下，进行纳秒介质阻挡放电（NS-DBD）的流动控制效果验证和激励参数影响规律研究。结果表明：施加NS-DBD激励，总压损失系数降低，流动分离范围减小，总压畸变基本消失；随着激励频率的提升，总压畸变程度呈现先减小后增加的趋势；在激励过程中存在一个固有最佳耦合频率，在最佳耦合频率下，总压畸变改善效果最佳；在来流速度为25 m/s，来流偏角为10°的条件下，施加NS-DBD激励，使得平均总压损失系数减小了26.09%，畸变指数减小了31.48%；激励电压阈值上限为10 kV，阈值下限为8 kV；而通过改变激励电压，以改变激励能量的注入，对分离流场改善效果的提升不明显，因此，在实现分离流场控制的同时应尽可能降低激励电压至电压阈值下限，有助于降低能耗、提升寿命，促进等离子体流动控制技术的推广应用。     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

基于实验的插板式进气畸变稳态压力场估计

扰流插板引起的进气畸变流量随插板高度升高具有收敛到某一点的趋势。截面平均总压和周向低压区内平均总压与进气流量成线性关系。据此,可以预估周向畸变指数。低压区周向角只与插板高度成线性关系。截面稳态畸变压力分布可以分成高压区、掺混区、低压区,且分布各有特点,边界明显。     

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.     

进气畸变对大涵道比发动机压气机中介机匣性能的影响

大涵道比涡扇发动机中的压气机中介机匣内存在流动分离,由此造成的损失和出口流场畸变对航空发动机的性能有重要影响。通过根部安装20%高度的扰流器以模拟径向进气畸变,对一台大涵道比涡扇发动机的压气机中介机匣开展了畸变影响气动性能的实验研究。实验结果表明：进气畸变导致进口截面的总压恢复和损失系数相较于均匀进气分别下降了0.684%和增加了9.74%;总压和和总温在通道整体高度40%以下区域亏损严重;在出口截面,进气畸变导致总压波动幅度大且40%高度以下存在低压区;出口总温由于气流的掺混明显高于均匀进气条件,出口速度明显降低。畸变气流通过中介机匣后,总温和总压分布较进口的畸变度下降且分布更加均匀;相较于进口畸变总压约30%的波动量,在出口处已经减小到了约10%。可见中介机匣对进口径向畸变沿流向的发展有明显改善作用。     

进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议。在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题。为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出：应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化。     

? Large eddies induced by local impulse at wall of boundary layer with pressure gradients

Large eddies induced by local impulse at the wall with pressure gradients in the boundary layer was studied by direct numerical simulations. The results show that the amplitude evolution, the high and low speed stripes, the formation of streamwise vortices, the ejection and sweeping, inflexions and distortion at the mean velocity profiles, as well as other characteristics, are consistent with the experimental and other numerical results. It is also found that large eddies are easy to be excited with adverse pressure gradient in the boundary layer, and the growth of amplitudes, formation of streamwise vortices and the influencing area etc., are much larger than those with favorable pressure gradient in the boundary layer. In contrast, large eddies are hardly to be induced through local impulse disturbance at the wall with favorable pressure gradients in the boundary layer.     

龙卷风风场的数值模拟研究

基于同济大学研制的龙卷风物理模拟装置,运用数值模拟方法构建了物理模拟器的数值计算模型,并通过对比龙卷风风场的物理试验模拟结果和现场实测结果,验证了数值计算模型的可行性.在此验证基础上,研究了3种不同涡流比条件下的龙卷风风场结构,对比了不同涡流比条件下龙卷风的三维风场速度(切向速度、径向速度和轴向速度)分布形态、风压分布、龙卷风涡核半径和气流脉动特性.研究结果表明:随着涡流比的增大,龙卷风风场最大切向风速逐渐增大,涡核中心气压降明显降低,涡核半径随之变大,涡核中心附近切向风速的标准差变小;涡流比的增大使龙卷风单涡核逐渐破碎,发展到双涡核.     

绕斜锥头型回转体分离涡空化特性分析

为研究空化的发生机理,对绕斜锥头型回转体分离涡空化特性进行了数值模拟,结果表明,当水流过斜锥头型回转体时,在其前部几何拐点处形成中心型的分离涡.研究中,将其简化为二维椭圆涡,并基于边界层和涡流动理论对涡内的流线和压力分布进行理论分析,获得了不同斜锥角下分离涡尺度与初生空化的关系,并进一步对绕斜锥头型回转体空泡内流场结构和空泡几何特征变化规律进行了分析.      

旋流条件下的气液环空流流动规律研究

针对涡流工具排液效果的问题,开展了旋流条件下气液两相流动模型的研究。考虑到旋流中角速度的存在,研究中采用气液流动在径向和周向上的动量和角动量平衡的方法,建立了气液流动控制方程,计算了液膜厚度,气液相旋流强度等参数以及压降梯度,并进行涡流工具实验验证模型。涡流工具降低压降损失的机理结果表明,安装涡流工具后流动压降可以降低5%~20%。根据实验及模型,在低速（气相速度小于13 m/s）时,小旋流角和高旋流强度更利于降低压降,而高速（气相速度大于16 m/s）时,高旋流强度会增加额外摩擦阻力。旋流强度的衰减速度会随着液相速度增大而减小,而随气相速度增大而增大。该研究结果可对涡流工具进行优化设计,以达到最佳排液效果。     

考虑黏性及压缩效应的旋涡运动特性

采用扩散速度法处理黏性作用项的离散涡法,数值模拟了旋涡在黏性不可压流场中的运动;推导了可压缩流中的旋涡运动方程,对不可压缩流中的Biot-Savart方程进行了可压缩修正,进而用离散涡方法求解出非定常、不稳定、可压缩流场中的旋涡运动。分析了胀量及黏性扩散作用对旋涡运动的影响,通过大量长时间行为的数值试验得出了一系列结果。结果表明：为了真实地反映旋涡在实际流体中的运动规律,必须考虑黏性及压缩性的影响。     

屋盖角部开孔的低矮房屋屋面风荷载特性研究

基于实测房屋模型风洞试验,分析了屋盖角部不同开孔大小和开孔形状情况下低矮房屋的风荷载特性.内外压的叠加作用使屋盖上出现了很大的正风压,内压整体分布均匀,开孔面积越小,内压作用越强;内压的概率密度接近于高斯分布,净压的非高斯特性相比于外压有所减弱;内压在频域内也表现出很强的相关性,内压谱在Helmholtz频率和漩涡脱落频率处均出现了谱峰值,净压谱中漩涡脱落作用被抵消;内压的荷载特性间接反映出迎风前缘的长度有利于锥形涡的发展,成对出现的锥形涡并非同时同步达到最强.     

河道中钝体周围的床面冲刷试验研究

对泄洪闸闸墩、淹没薄壁长立方体以及圆柱形桥墩周围的河床床面冲刷进行了较为详细的试验。以试验所获得的大量测试数据、录像资料及照片为基础,分析了钝体周围的水流速度场、水流旋涡场、并重点分析了钝体周围的床面冲刷与钝体周围水流旋涡结构的关系,得出了关于河道中钝体周围床面冲刷的一些规律性结论。     

单圆柱微通道内流动特性实验研究

采用Micro-PIV实验系统和压差测试系统,研究了含有单个微圆柱的通道内去离子水在10相似文献   

带哨嘴喷嘴射流流场的离散涡模拟

采用离散涡方法模拟了两种不同形状哨嘴的喷嘴出口流场旋涡结构和压力分布。模拟结果表明 ,射流在喷嘴出口和哨嘴出口形成的旋涡结构在流场及其他涡元的作用下 ,向下游运动 ,在流场中某个地方形成低压区 ,这有助于诱发空化现象。对两种不同喷嘴的出口流场进行比较发现 ,哨嘴形状对形成的射流流场的旋涡结构有很大影响。因此 ,研究和应用空化射流必须考虑喷嘴出口哨嘴形状的影响