微气泡尾翼弹丸流场主动流控制研究

面向主动流控制研发了基于硅酮橡胶材料的气泡型微致动器及其阵列技术。首先分析了微气泡薄膜变形高度与压力的关系,并对微致动器阵列下的尾翼弹丸进行了空气动力学仿真。结果表明：该微致动器扰动弹丸流场边界层的分离;在弹丸上对微致动器进行合理阵列布置,能够有效增大射程和减小横向偏移。因此,通过微致动器对弹丸的致动作用,可以实现对弹丸飞行流场的有益主动控制,达到增升减偏等控制目的。     

进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究

为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小分离区的范围,降低分离区内的压力和回流速度,提高流场均匀性。之后比较了不同马赫数下两种控制方法的性能。结果表明,两种控制方法均能显著降低进气道不起动马赫数,提升总压恢复系数。其中泄压控制效果优于被动吹吸控制效果;但后者不会带来流量损失和静压比下降的影响。     

双燃烧室冲压发动机三维隔板后缘构型数值研究

文中对双燃烧室冲压发动机超燃室中多种三维隔板后缘构型对超声速混合层的影响进行了数值研究,并详细分析了较优构型的冷流和燃烧流场.隔板后缘为交错构型时诱导的流向涡大大促进了混合层增长,楔块顶点间隔越大,楔角增大,流向涡演化发展得越快.同时详细分析了较优隔板后缘构型的冷流流场结构和其扩展构型的三维燃烧流场结构,在计算区域后段,燃烧流场混合效果比冷流流场的略有增加.     

典型参数对黏性干扰效应影响研究

针对航天飞行器高空高速飞行面临的黏性干扰问题，以尖楔外形和典型后缘舵航天飞行器为研究对象，采用计算流体力学手段，开展高度（雷诺数）、壁温（壁温比）对壁面边界层流动的影响研究，获得黏性干扰流场结构变化及影响规律。结果表明：随着高度、壁温增大，黏性干扰效应增强，边界层逐渐增厚，机翼对空气舵的干扰影响增强，可造成航天飞行器空气舵表面压强降低，舵效显著减小。     

壁面展向周期振动的超声速湍流减阻研究

减小摩擦阻力对改善飞行器的性能具有重要意义,因此以减阻为目的的边界层转捩和湍流的控制因其广阔的应用前景而成为湍流研究的重点之一.采用大涡模拟方法对壁面展向周期振动条件下的超声速平板边界层转捩和湍流进行了数值模拟研究.结果表明,通过改变振幅大小和振动周期,壁面展向振动可减小湍流区域的摩擦阻力,边界层厚度也相应减小.随着振幅和周期的增加,壁面展向振动使边界层内湍流马赫数、流向速度脉动分布呈下降趋势,从而对边界层内湍流脉动的发展起到抑制作用.壁面展向振动还对流场中相干结构的生成具有一定抑制作用,相干结构在流场中的密度相应降低.     

压力不匹配混合层中激波与流场结构的实验研究

为了研究压力不匹配混合层的流动结构以及激波与湍流边界层的相互作用,采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)和伪彩色处理方法获得了流场中Kelvin-Helmholtz涡、激波、湍流边界层以及边界层分离泡等流动精细结构.研究结果表明:压力不匹配导致混合层的转捩位置提前,大尺度涡的结构更加破碎,混合层向压力低的一侧发展.激波的作用使得边界层在激波入射点之后增厚,湍流脉动的加剧导致了激波入射点发生前后的偏移.     

一种亚燃冲压进气道扩张段分离的控制方法

为了减弱亚燃冲压发动机进气道扩张段中激波/边界层干扰引起的边界层分离现象,文中提出了一种基于边界层剥离的主动控制方法,即通过可动隔板将边界层低速流排出进气道.数值研究发现,该方法可使扩张段内边界层分离明显减弱、结尾激波链长度变短直至消失,从而实现进气道抗反压能力显著提高、最大总压恢复系数显著增加、出口流场品质明显改善.     

翼身组合体超声速来流与横向喷流干扰流场的数值模拟

利用对称TVD格式和重叠网格技术数值求解层流N-S方程,模拟了翼身组合体构形的横向喷流干扰流场,研究了该流场的涡系结构、波系结构及流动分离等流场特性,讨论了干扰效应对气动性能的影响,计算了干扰力放大因子和干扰力矩系数,其结果与实验结果基本相符。     

双凹腔超紧凑型涡轮级间燃烧室数值模拟

为了提高超紧凑型涡轮级间燃烧室在航空发动机的应用范围,文中在常规超紧凑燃烧室上引入驻涡燃烧,提出了一种双凹腔燃烧室.利用CFD技术对双凹腔燃烧室的三维两相流场和燃烧进行了数值模拟.结果表明:总压损失低至2.81％,燃烧室效率高达99.7％,气体温度提高685.7 K;出口径向温度随无量纲高度呈线性分布.与常规超紧凑燃烧室相比,双凹腔驻涡燃烧室具有更高的燃烧效率、出口温度和更低的总压损失.     

电磁力减振过渡过程的机理研究

电介质溶液中,电磁场产生的电磁力可以控制流体的运动。将其用于钝体绕流时,可以抑制分离和消除涡街,从而达到减振的目的。为了研究电磁力减振的过渡过程,将指数极坐标系建立在运动的圆柱上,推导了运动坐标中,基于涡生振荡并考虑电磁力的涡量-流函数守恒方程及其初始和边界条件,圆柱表面的水动力表达式以及圆柱振荡方程。对圆柱从静止开始振荡,到发展为稳定振荡状态,然后又在电磁力作用下衰减,直至成为新的稳定态发展过程进行了计算和讨论,描述了圆柱振荡、脱体涡街和能量传递的发展过程,以及升阻力相图的连续变形和漂移。结果表明：圆柱振动的诱因在于流动分离产生的尾涡诱导的升力周期变化;圆柱表面附近分布的切向电磁力可以有效改变边界层附近流体的流动,抑制流动分离,从而使流场趋于对称,消除升力的周期振动,最终抑制圆柱的振动甚至在电磁力较大时可以消除振动。     

涡环泄气方式下通气空化的非定常流动特性研究

为了了解涡环泄气方式下通气空化的非定常流动特性,采用实验和数值计算的方法研究了绕锥头回转体通气空化流场。数值计算中,为了精确捕捉由于分离流动而产生的旋涡结构采用了基于空间尺度修正的滤波器模型（FBM）. 实验中,采用高速录像技术观察了对应工况下绕锥头回转体通气空化的空泡形态。研究结果表明：数值计算与实验结果取得较好的一致;通气空化的非定常流动现象为空泡尾流区云雾状空泡团的断裂脱落过程;空泡闭合位置的高压与空泡区域的低压形成较大逆压梯度,使空泡区域出现流动分离,进而在空泡区域产生复杂的旋涡结构,此旋涡结构与主流相互作用引起了空泡断裂,从而产生了脱落空穴涡。     

HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热研究

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明：柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为：来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙体长度变化时影响边界层分离、再附特性,导致壁面热流分布发生变化。     

绕多孔孔板通气气体与液体两相横射流旋涡特性分析

为了研究通气气体与液体两相流旋涡特性,采用RNG k-ε湍流模型并结合Level Set界面捕捉方法,对绕多孔孔板气体与液体两相横射流流动特性进行了数值模拟,并与实验结果进行了比较。研究结果表明：液相横流受到射流气体的阻碍作用在孔口上游、形成分离鞍点和马蹄涡,此分离鞍点随距壁面高度的增加逐渐靠近孔心,形成分离线;液相横流绕过射流气体后形成两个较为封闭的分离旋涡,此分离旋涡随距壁面高度的增加逐渐远离孔心。射流气体内部反旋转涡对的发展过程可分为3个特征阶段：流动位于孔口附近时,反旋转涡对从壁面逐渐形成,涡核间距和高度不断增大,影响面积不断扩张;随着流动向下游发展,反旋转涡对影响面积不断收缩直至消失;当流动发展至下游某一位置时,反旋转涡对在射流气体顶端再次形成,随着反旋转涡对的不断发展,在平板壁面诱导出2次涡对。     

水下超声速燃气射流的初期流场特性研究

针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明：水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

仿鱼体柔性变形运动流噪声特性研究

鱼类游动具有低噪声、高效率等特点,鱼体摆动可抽象并表征为壁面的柔性变形运动。柔性变形将诱导产生复杂的涡系流场结构,其流噪声的形成机理及特性在很大程度上有别于常规问题。以美国国家航空咨询委员会开发的NACA0012翼型为研究对象,考虑流噪声计算的需求,建立可模拟柔性变形的数值模型。基于声类比理论获得其流噪声特性,揭示柔性变形对流噪声的影响机制,获得流噪声辐射场指向性。结果表明：柔性变形运动诱发的复杂涡系流场演变是流噪声的主要来源;不同方位下流噪声总声压级随距离的增加均呈衰减趋势;在柔性变形壁面正上方和正下方,辐射噪声达到极值,噪声指向与偶极子声源的辐射场特性最为相似。     

Cold Flow Experiments and Acoustic Investigation on Pressure Oscillation Induced by Flow Instability

Pressure oscillation in solid rocket motor is believed to be the results of the interaction between the flow instability and the acoustics of combustion chamber.Several reasonable and necessary hypothesizes are given to establish an equation to describe this coupling.A cold flow motor called CVS60D(corner vortex shedding 60°)was designed to study the flow-acoustic coupling based on theoretical analysis.Experimental investigations were carried out to determine the acoustics of CVS60D.Corner vortex shedding i...     

不同攻角下绕平头回转体初生空化流动特性研究

为了分析近壁面流场结构对附着型空化初生特性的影响规律,通过数值模拟方法开展不同来流攻角条件下绕平头回转体初生空化的形成及流动特性研究。采用均质两相流模型并耦合大涡模拟(LES)方法和Zwart空化模型,对绕平头回转体初生空化进行数值模拟。研究结果表明：LES方法 可以较好地模拟绕平头回转体的初生空化流动,计算得到的空穴形态及其随时间的演变过程与实验结果基本一致;各攻角条件下的初生空穴均呈不规则的团泡状,不对称地分布在回转体肩部的分离涡区域内;随着攻角增大,回转体迎流区域的初生空穴分布范围逐渐减小,背流区域的初生空穴分布范围逐渐扩大;初生空穴的分布规律与时均分离涡结构紧密相关;随着攻角增大,迎流面分离涡尺度逐渐减小并向回转体头部及壁面移动,背流面分离涡尺度逐渐增大;大攻角条件下,在回转体背流面的分离再附着点附近出现二次分离现象,促使初生空化在此处形成。     

孔口倾斜角对合成射流控制翼型流动分离的影响

通过商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier- Stokes方程，研究了孔口倾斜角对合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时（20°攻角）控制分离剪切层的影响。结果表明：在孔口倾斜角为309时，即吹气方向顺流向贴近壁面时，合成射流激励器控制翼型背风区分离剪切层的能力增加，合成射流对翼型的控制达到最佳效果；升力系数较垂直射流控制时增加5%，而阻力系数降低15%．通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析，揭示了小的孔口倾斜角下控制效果提升的内在机制。