振荡射流控制翼型流动分离的数值模拟

为了研究大攻角下振荡射流控制翼型流动分离的机理,应用基于有限体积法和压力修正的SIMPLEC算法,数值模拟了表面施加振荡射流的翼型分离流动。结果表明振荡射流在给定条件下能够显著改善翼型的气动性能,提高翼型的升力系数,升力增幅高达18%。对振荡射流增升的流动机理分析表明,增升的机理是因为振荡射流产生的小扰动完全改变了翼型在大攻角粘性流动时产生的涡列结构,并且在翼型头部产生了非定常的分离涡。     

低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟

通过数值求解Navier-Stokes方程模拟零质量射流对低雷诺数翼型绕流的控制作用.空间离散采用中心有限体积格式,时间推进为双时间推进方法.计算结果表明,采用零质量射流进行主动流动控制能有效抑制大攻角下大尺度的流动分离,改善翼型的气动特性 ,起到显著的增升减阻作用.     

等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取4 mm腔道高度为最优参数， 设计了以NACA0025为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升/阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，Re=68 000、峰-峰值电压13 kV、载波频率8 kHz条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从8°提高到了14°，最大升力系数增加了181%。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在10°迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，10°迎角之后全面优于基准翼型。原因是后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为12°和16°，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化,能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验,并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000,翼型攻角小于15°时,合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小;（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内,不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时,合适的激励器频率为1 300 Hz;攻角5°时,400 Hz和1 300 Hz比较适合;而攻角大于等于7.5°时,共振频率960 Hz更为合适;（3） 在来流雷诺数为140 000,攻角小于等于15°时,合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值,从而使上下表面压力差增大约5%,提高了升力.     

合成射流激励频率对车辆气动阻力的影响

利用大涡模拟方法,研究了激励频率对三维地面车辆气动阻力的影响规律及其控制机理.流动分析结果表明:合成射流布置在车辆顶部和斜背交界处,在不同激励频率下实现车辆减阻,当频率低于90 Hz时,增大频率,阻力增大;频率高于90 Hz,随着频率的增大,阻力减小;频率达到1 500Hz时,阻力不再减小.斜背附着距离和雷诺应力分布的差异解释了气动力随不同激励频率变化的原因.不同激励频率下的频谱分析表明:合成射流控制了斜背动态附着现象,导致速度、压力和阻力系数频谱峰值皆对应激励频率.     

基于流固耦合的柔性翼型动态失速特性研究

为了研究柔性翼型在动态失速下的气动性能及其优势,从流动控制的角度,采用流固耦合数值模拟方法研究了具有被动大变形能力的柔性翼型动态失速特性并与传统的刚性翼型进行了比较.首先,对柔性翼型在不同减缩频率下的气动特性进行了研究,得到了减缩频率对柔性翼型气动特性的影响规律,同时定量比较了刚性翼型和柔性翼型的升阻力系数随攻角、减缩频率的变化规律.其次,从俯仰震荡翼型的涡量场、流线以及结构响应等角度揭示了柔性翼型在动态失速现象中依旧具有良好气动特性的关键物理机制.研究结果表明,在高减缩频率下,柔性翼型具有低阻力的特征,气动性能显著优于刚性;柔性翼型的被动变形可以抑制翼型表面涡旋的生成从而优化气动特性.     

低压透平叶片表面合成射流非定常流动控制机理研究

基于Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型,通过求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,数值研究了低雷诺数下合成射流涡发生器对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了低压透平叶片表面合成射流非定常流动的控制机理.结果表明,引入合成射流涡发生器能够抑制甚至消除低雷诺数下叶片吸力面上的流动分离.在雷诺数为25 000、自由流湍流强度为0.08%下,提高射流控制频率有助于增强合成射流涡发生器对低压透平叶片表面流动分离的控制效果,减少流动损失.当控制频率为10Hz时,叶栅出口的相对总压损失系数为0.42;当控制频率增加到20Hz时,相对总压损失系数仅下降到0.41.这表明,当合成射流控制频率大于10Hz时,继续增加控制频率来减少叶片表面流动损失的效果是不明显的.     

近场水下爆炸过程中气泡脉动与射流载荷特性研究

为了深入研究近场水下爆炸过程中产生的气泡射流现象,本文开展了小当量TNT在固支方板底部爆炸的水下爆炸试验,设计了一种阵列式壁压传感器的方法成功测得了气泡射流的载荷时程曲线.实验结果指出,固支方板底部中心处气泡脉动压力峰值与射流压力峰值相差不大,但射流压力持续时间为气泡脉动压力的21.36倍,气泡脉动压力及其持续时间随着传感器距中心位置距离的增加只是略有衰减,而射流压力及持续时间随着传感器距中心位置距离的增加衰减较快,说明射流载荷作用范围较为集中.接着通过Abaqus软件开展了从炸药起爆到气泡射流形成全过程的数值模拟工作,模拟得到的气泡演化过程和气泡射流载荷时程曲线与实验结果基本一致.最后通过数值模拟得到了近场水下爆炸气泡脉动过程中气泡射流比冲量分布规律、气泡射流形态演变规律和气泡射流头部速度变化规律.本文的工作能够为利用近场水下爆炸气泡射流对水面舰艇结构实施毁伤打击提供依据.     

合成射流流动与传热特征的数值模拟

采用RNGκ-ε模型和PISO算法,通过求解三维N-S方程,对腔体右侧振动膜片运动的二维合成射流流动与传热特征进行了数值模拟.模拟结果显示由于激励器在右侧振动膜片的作用下,合成射流产生的喷射气流在喷口中心右边速度稍大于左边速度,形成不对称射流流场;射流冲击壁面的速度峰值出现在中心区两侧,使得射流冲击换热的Nu数形成相应的峰值;随着合成射流冲击距离Z/do的增大,其对流换热系数出现先增大后减小的变化规律,当冲击距Z/do=20~30 mm时冷却效果较佳.     

不同孔口构型合成射流激励器的低速翼型分离控制特性

为探索孔口构型对合成射流激励器流动控制效果的影响,采用数值方法研究了4种不同孔口构型的合成射流激励器对大攻角20。下NACA0015翼型分离流动的控制特性。通过对翼型气动力特性、脱落旋涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,阐述了合成射流的边界层分离控制机理。首先在距离翼型前缘10％、20％、30％弦长位置安装激励器进行数值模拟,得到20％弦长的激励器方案效果最好。然后在此位置处,采用设计出的“凸台型、凹台型、斜出口”以及常规平台型等4种孔口构型的激励器进行流动分离控制。结果表明,在所有方案中,流动控制效果最佳的方案是喷口向流动方向倾斜的孔口构型;在这种方案下,射流与主流掺混使得边界层的动能增大,抗反压能力增强,并且由于喷出的气流方向与主流方向夹角很小,掺混后的气流流动方向与主流相近,从而使得边界层分离被大大削弱甚至消失。     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

基于主动射流的汽车后视镜区域气动噪声控制

使用大涡模拟和声扰动方程求解后视镜区域气动噪声的非定常流场和声场.通过比较前侧窗19个测点能量平均总压力级的仿真和试验结果发现,两者仅相差2.3 dB(A),它们频谱变化趋势相同,量值差异较小.在此基础上,建立了主动射流模型,并改变射流位置、方向和速度等参数,采用子域仿真方法得到最优射流方案.将最优射流方案置于整车气动噪声仿真模型中,通过与原始模型对比发现,主动射流增大了后视镜尾部的时均压力,减小了压力梯度,降低了后视镜区域涡流强度,使整车气动阻力系数减少0.002,前侧窗网格节点能量平均的总声功率级降低1.8 dB(A),湍流脉动总功率级降低0.3 dB(A).     

基于改进ELMD和sinc插值校正的电压闪变参数检测

新能源发电并网及大量非线性、冲击性负荷的应用造成的电压波动与闪变已成为不可忽视的电能质量问题。为实现非稳态电压闪变参数的准确提取,提出一种基于改进集合局部均值分解(ensemble local mean decomposition, ELMD)和sinc插值校正的闪变参数分析方法,通过sinc插值法替代局部均值分解法中移动平均插值,并利用噪声的统计特性构建改进集合局部均值分解方法,基于改进ELMD将非稳态电压闪变信号分解成一系列的本征模函数(intrinsic mode function, IMF)分量,然后对各分量进行Hilbert变换获得非稳态电压闪变包络信号的瞬时幅值和瞬时频率,最后针对局部均值分解(local mean decomposition, LMD)测量大于12 Hz闪变分量幅值误差较大的局限性,构建基于sinc插值的幅值误差校正模型,据此实现非稳态电压闪变参数的完整检测与分析。通过仿真和实验证明所提出的改进ELMD和sinc插值校正闪变检测相比传统基于LMD的闪变检测方法具有更高的准确度,受电网基波频率波动的影响很小,抗干扰性强,能有效实现非稳态电压闪变包络参数准确检...     

高速列车通过隧道-桥梁-隧道时车体的气动效应

以我国高速铁路沿线上某座隧道-桥梁-隧道基础设施为工程背景,基于计算流体力学和多孔介质理论建立了列车-隧道-桥梁-风屏障-空气三维CFD数值仿真模型,研究了列车运行于隧-桥-隧全过程的气动荷载变化特性.针对横风环境中列车运行于桥隧相连段的过程,从流场角度进一步揭示了风屏障的存在与否对气动荷载突变效应的影响.结果表明:1)无风屏障条件下,各节车厢在"由桥至隧"过程的气动荷载波动幅度是"由隧至桥"过程中相应值的1.03～1.89倍,而风屏障的存在将使两过程中气动荷载波动幅度基本相等;2)列车气动横向力的变化对风屏障的影响最为敏感,而气动升力和俯仰力矩的敏感性相对较弱.     

轴流式压气机机匣壁面静压脉动特征研究

运用小波包分析和概率密度函数分析的方法,对某型发动机节流过程中,压气机第一级静子机匣壁面静压信号的脉动特征及概率密度函数特性进行了研究。研究发现,随着发动机工作点沿共同工作线趋近喘振边界,压气机第一级静子机匣壁面静压信号中几个特定频带内信号分量的脉动幅度增强、概率密度函数分布展宽,可以作为试验发动机节流过程中气动失稳的信号特征。     

一种基于CFD的飞行模拟方法

分析了飞行力学模拟与CFD模拟之间的影响关系。详细考虑了机动飞行过程中飞行参数变化与气动力变化之间的相互影响,开发出基于高精度CFD计算的飞行力学模拟方法。改进了传统飞行力学计算方法,保证了气动数据和飞行数据的计算精度。采用此方法,通过一次数值模拟即可得到飞行过程中气动力及飞行轨迹、飞行速度等的变化过程,可用于对飞行器设计方案进行精细模拟。     

高能压电合成射流激励器的实验研究

为有效控制飞行器边界层的流动分离和增强掺混,提出了一种全新的流动控制技术. 采用微细加工技术成功地制作了压电合成射流激励器,并对其流场特性进行了测试,得到了激励器的流向和展向射流速度分布规律以及流向速度与频率之间的关系. 结合理论分析和数值模拟,验证了实验结果的合理性,对合成射流激励器的优化设计提供了重要参考. 从流向速度与频率关系曲线中,获得了Helmholtz频率(f_H=425 Hz)及压电薄膜的固有频率(f_M=850 Hz). 流向速度分布曲线表明,中心线速度最大值出现在喷口下游.