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.     

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。     

射流附壁振荡器能效分析与提升

通过分析、数值模拟和实验考察,揭示出射流附壁振荡器的能量损失大部分源于激励流的总压不足和持续性差.依靠主射流分流反馈激励的各种自激励方式皆无法达到较理想效果.提出并验证了从外调制引入与主射流同源的高总压气体作为激励流,是大幅提升附壁振荡器能效的有效方法.数值模拟和实验结果表明,新型外激励振荡器具有很高的能效指标,膨胀比为2的情况下,总压保持率K可达85%,尺寸参数和激励流量优化后可高达90%,远高于音波式自激励振荡器的75%和反馈式振荡器的65%的水平,且其振荡频率易控.     

音波振荡器数值模拟

音波振荡器的振荡特性和总压损失是影响静止式气波制冷机制冷效率的重要因素,通过数值模拟研究发现二者受元件几何尺寸的影响.计算了不同几何结构尺寸下音波振荡器内的流动,总结了几何因素对射流振荡和总压损失的影响规律,并分析了其内在原因,发现:射流振荡周期只随控制管长成正比例规律变化,不受其他几何因素的影响;分流劈距在一定区间范围内,射流才能稳定振荡,且振荡区间的上限和下限均随位差的变化而变;音波振荡器的喷嘴喉部长度、分流劈距、位差及分流劈形状对总压损失有显著影响,控制口宽度、分流劈张角、分流劈尖半径对总压损失也有一定程度的影响.     

等离子体合成射流主动流动控制风洞实验研究

为考察等离子体合成射流流动控制效果,在NACA0021二维机翼模型上安装单个等离子体合成射流,开展低速风洞试验。采用烟流显示技术,定性观察了不同攻角和加载电参数下等离子体合成射流对流动分离的控制效果,并使用PIV技术对流动控制效果进行了定量研究。实验结果表明,在一定频率范围内(80～240 Hz),频率增加会减弱射流流动控制能力;加载电压幅值的影响较小;在一定范围内提高占空比(5%～15%),可增强射流的流动控制能力;在一定攻角范围内(0～19°),烟流流动显示结果与PIV测量所得的规律相似,在小攻角下,等离子体合成射流使得翼型吸力面层流变为紊流;在大攻角下,射流则起到抑制流动分离的作用,随着攻角的增加,抑制流动分离的效果减弱。     

射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNG κ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究.结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0°,喷管有效喉道面积比越小.与无射流时相比,当射流缝处于喉道处,射流缝宽度为1 mm,射流角度为0°,RSP=1.0时,喷管相对喉道面积比可达到78.15%;保持RSP不变时,改变射流角度,喷管总压恢复系数、推力系数和射流流量基本保持不变;通过改变射流角度可以有效控制喷管的喉道面积.     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3Kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3Kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

定常与脉冲涡旋射流下矩形扩压器流动分离控制研究

为了研究涡旋射流控制流动分离的物理机理,基于大涡模拟方法对涡旋射流控制下的矩形扩压器流场和射流流向涡结构的生成、发展等动力学演化过程进行了数值研究.结果表明:射流产生的流向涡将主流高动量气流带入分离区,增加了边界层内气流流动方向的动量,使流动分离得到了抑制.射流流场的涡结构主要由射流剪切层涡、马蹄涡、尾涡组成,由于速度梯度大小的变化,使得射流剪切层涡系的结构随着时间推移从涡卷演化为涡环.对于脉冲射流,在低频脉冲下,射流产生的流向涡呈涡卷结构,流动控制效果明显.在高频脉冲下,射流剪切层涡演变成间歇涡环结构,流动控制效果减弱.通过对比脉冲频率和占空比对流动控制的影响发现,占空比为0.5、频率为20Hz的脉冲射流具有较好的流动控制效果.     

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.     

低压透平叶片流动分离主动控制的数值研究

基于Langtry-Menter转捩模型的Menter SST两方程模型,通过数值求解了三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,研究了雷诺数(Re)和来流湍流强度(IFSTI)对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响.计算结果表明:该湍流模型能够较好地预测低压透平叶栅内流动特性,并能有效捕捉到叶片吸力面上流动分离和再附位置;随着Re和IFSTI的增大,叶片吸力面流动分离均有大幅度的减少.在Re和IFSTI较低的条件下,数值分析了涡流发生器(VGJ)对低压透平叶片表面流动分离的控制效果,结果表明:VGJ的引入能够有效抑制甚至消除低Re条件下叶片吸力面上的流动分离,减小总压损失和尾迹宽度.在VGJ流动控制中,存在着最佳吹气比,由此可获得最佳的流动控制效果.吹气比太小,不能有效抑制流动分离;吹气比太大,射流与主流掺混加剧,流动损失增加.当VGJ吹气比为2时,流动控制效果最佳,相对于无VGJ控制时的总压损失减少了45%.     

射流振荡器的回流特性和切换特性研究

射流振荡器是一种能在入口提供定常流动,出口产生非定常脉动射流的流体器件。本文以数值模拟为主要手段,研究一种射流振荡器内部流场特征,并研究其回流特性和切换机理。提出主射流沿着其中一个出口流出,由于受到腔体低压区的作用,另一个出口产生回流。回流程度随进出口压力和环境温度的升高而减小,随劈距的增加而增大。随控制端流量的增加,出口相对入口流量不断减小,继续增加控制端流量,射流发生切换。对射流振荡器的研究设计具有一定的参照意义。     

附壁振荡射流元件频率范围的试验

对比了流量计射流元件、涡腔自激振荡射流元件和附壁振荡射流元件的结构和工作原理,其中附壁振荡射流元件具有振荡频率可调节的特点,为了将该元件应用到液气射流泵内,以振荡射流这种新的形式进行工作,对该射流元件产生的振荡射流频率范围进行了分析,由测量元件壁面压力脉动的方法获得附壁振荡频率.结果表明:射流元件在结构尺寸固定,工作压力一定时,信号水流量和信号水导管长度存在合适的范围使元件正常工作,当超出该范围时,射流元件的主射流散乱;当工作压力范围为200～450 kPa,信号水导管长度范围为300～1 000 mm,信号水流量范围为160～425 g.min-1时,获得的附壁振荡频率范围为0.8～2.7 Hz;提高附壁振荡频率方法之一是减小元件的结构尺寸.     

旋涡管内的能量分离

改变旋涡管切向喷进速度以对旋涡管进行管内能量分离研究.结果表明旋涡管内能量分离效果主要取决于切向喷进速度.在亚声速区,分离效果与旋涡管喷嘴出进口压力比呈线性关系,且与喷嘴进口压力无关;最大能量分离效果发生在临界压力比附近,且受喷进压力影响,能量分离过程主要发生在旋涡管的前三分之一管段。还对最大能量分离效果进行了分析.     

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。     

渐变截面型入料口夹角对旋流器流场及压降的影响

利用RSM雷诺应力模型和VOF多相流模型,通过数值试验方法考察了渐变截面型入料口夹角对Φ50 mm水力旋流器流场及压降的影响.结果表明,增大入料口夹角,切向速度增加,致使分离效率提高;与此同时,轴向速度和溢流管底端的最大径向速度也随之相应增加,导致沉砂分流比略有降低、短路流量增加,但对湍流结构影响不明显;空气柱直径同样随着夹角的增加而增大,从而有效分选空间减小.旋流器内部的压力损失主要包括主分离区域的损失和入料口区域的损失;增大入料口夹角,总压降增加,导流能力增强,当夹角为20°时,导流性能最优,但能量利用率降低.     

典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验

为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿三维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。     

一种改进的开槽结构对叶栅性能影响的数值研究

基于利用小槽出口射流控制叶片吸力面分离气流的思想,为获得更好的叶栅流场特性,在两段式平行直线转折槽结构的基础上,提出一种改进的开槽结构,用CFD方法对2种结构开槽前后的叶栅流场进行数值模拟分析对比。为进一步研究改进结构的槽道出气角对叶栅性能的影响,另设计了多种出气角度。计算结果表明,改进的槽道能够更好地改善叶栅性能,获得更高的气流转折角和静压升,以及更低的总压损失。槽道出气角对叶栅性能也有较大的影响。     

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.