缝翼流场结构与低频窄带噪声形成特性研究

低频窄带噪声是缝翼噪声的重要组成部分,研究其产生机制是缝翼噪声抑制的重要途径。基于30P-30N多段翼的瞬态流场分析,采用本征正交分解(POD)和动态模态分解(DMD)方法研究缝翼瞬态压力脉动的模态结构特征,获得缝翼瞬态流场主要特征模态以及窄带频率分布;利用经验模态分解(EMD)和互相关分析,保留原始瞬态压力信号的低频特性进行重构,并根据特征点的延迟时间及几何关系确定低频窄带噪声源位置。研究结果表明,低频窄带声源主要集中在特征模态压力脉动较大区域,如缝翼尾缘、剪切层下游及回流区;同时,在非特征模态的缝道及主翼前部区域也存在低频窄带声源,这些区域主要特征为由剪切层撞击壁面引起的缝翼尾缘与主翼前缘之间流场结构的相互作用。     

翼片诱导纵向涡强化层流对流传热数值模拟

利用三维数值模拟,分析了圆管内添加翼片后流体的流动结构和对流传热特性。模拟中,翼片与壁面呈45°倾斜放置,选取包含1个翼片的1／6通道进行研究。结果表明,翼片可在下游诱导产生2个旋转方向相反的纵向涡,形成对称的涡偶,涡偶外侧为背壁流,内侧为向壁流。纵向涡结构提高了流体在径向上的速度波动,在翼片下游靠近管壁处,最大速度可达到主流平均速度的80％,增强了对速度边界层的扰动。流场的改善使通道内的温度场分布更加均匀,与光滑通道相比,壁面附近的温度梯度可提高接近1个数量级。流体对壁面的冲刷作用使对流传热得到强化,相对于光滑通道,壁面局部Nu数可提高近50倍。纵向涡对通道内流体的强化传热作用随Re的增加而显著提高。     

三维短翼的水动力性能计算研究

针对以速度势为基本变量的船舶螺旋桨面元理论在计算小展弦比三维短翼的水动力性能精度较差的实际情况,考虑自翼梢面元泄出的自由涡,利用简捷的关于扰动速度势的基本积分方程并结合Morino数值库塔条件、压力库塔条件,建立了考虑自翼梢面元泄出的自由涡的三维短翼水动力数值计算模型,以达到提高三维短翼水动力计算精度的目的.为避免在物面上数值求导,用Yanagizawa方法求得物面上的速度分布并通过Bernoulli方程计算三维短翼的压力分布,以此计算三维短翼的升力系数等宏观量.数值分析表明该模型是有效的.进一步考虑涡的衰减,可较好的模拟翼后的流场.     

喷射流场及其辐射声场数值模拟

为研究喷管结构对射流噪声的影响,采用大涡模拟对不同截面形状喷口形成的非定常湍射流场进行了数值模拟.在流场计算的基础上,结合Ffowcs Williams-Hawkings积分方程对远场声场进行了计算,得到不同喷管结构对应的湍射流场的流动结构及其辐射噪声的频谱特性.计算结果表明,椭圆形截面喷管的出口附近存在大量的旋涡结构,增大了射流边界层处的气流掺混,从而降低了射流核心区的长度,有效抑制了喷射噪声,在5种不同结构的喷管中,椭圆形截面的喷管对应的辐射声压最低,而矩形喷管对应的辐射声压最高;在射流方向的30°～75°扇形区域内,辐射声信号最强且存在明显的指向性.     

鸮翼后缘噪声的预测及控制

基于鸮翼的仿生翼型可用于揭示鸮翼的噪声产生机理。通过大涡模拟给出仿生翼型的流场,从中发现由前缘分离引起的两个声源分别为再附着的湍流边界层和从气泡中分离出来的涡脱落。由此可知,低雷诺数下的鸮翼宽频噪声是由湍流边界层散射导致的。之后,将被动多孔技术用于仿生翼型的后缘,在静压场中证实了多孔后缘缓解瞬态压力变化的作用。相关的噪声频谱也表明,多孔后缘具有高达10dB以上的降噪潜力,但是降噪的幅度依赖于流阻率。     

扇翼飞行器短距起飞性能

为验证扇翼飞行器超短距起飞特性及大载荷特性.以某型6 kg级扇翼飞行器为研究对象,在分析其结构特点和飞行原理的基础上,根据该飞行器在地面与空中的受力情况,建立了扇翼飞行器的纵向模型,使地面滑跑段与空中段有效衔接,并通过数值仿真,对比分析了升降舵偏转量、重心位置、扇翼转速以及载荷量对扇翼飞行器起飞滑跑距离的影响.仿真结果表明:空载时起飞滑跑距离最短;在起飞过程中需要保持升降舵上偏最大角度;重心位置越靠近扇翼力作用点,起飞滑跑距离越短;在这些因素固定的情况下配合适当扇翼转速,最终获得该样机不到9 m的最短起飞滑跑距离.通过对比分析,良好的起飞性能需要几个因素的配合设置.     

鸮翼前缘非光滑形态消声降噪机理

长耳鸮扑翼噪声测量试验表明,其翼前缘圆弧齿状非光滑形态对其飞行降噪影响显著。应用逆向重构技术,对长耳鸮翼前缘非光滑形态特征几何信息进行量化,并建立仿生类比模型。采用计算气动声学方法,对仿生前缘非光滑模型的降噪特性进行了数值模拟,并通过分析仿生非光滑形态对模型表面流场的影响,对仿生非光滑形态气流噪声控制机理进行了研究。结果表明,仿生非光滑模型与光滑模型相比,可降低气流噪声5～10 dB,且具备一定的增升作用;仿生前缘非光滑形态具有整流及控制气流分离的特性,可减少由于翼表面气流压力脉动及涡流脱离引发的气流噪声。     

DLR-F4翼身组合体流场数值模拟

为了研究阻力计算精度并考察网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras和Baldwin-Lomax湍流模型,数值模拟DLR-F4翼身组合体流场.使用"超立方体"概念构建绕DLR-F4翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,通过网格细分来研究网格密度对计算结果的影响.结果表明:湍流模型和网格密度对升力影响较小,对阻力影响较大,网格密度对压力系数分布影响甚微;适当地缩小第一层网格到物面的距离,增加物面法向网格点数能改善阻力计算精度.     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

螺旋弓形夹套中对翼涡发生器的换热性能分析及结构参数优化

为进行对翼涡发生器性能及结构参数优化研究,建立横截面圆心角度数为120°的螺旋弓形管夹套模型,通过数值模拟方法对分别安装有三角型对翼涡发生器(Delta contra wing vortex generator, DWP)、矩形对翼涡发生器(Rectangular contra wing vortex generator, RWP)和流线型对翼涡发生器(Streamlined contra wing vortex generator, SWP)的3种螺旋弓形夹套和未安装涡发生器的螺旋弓形夹套进行了对比研究。首先对安装有对翼涡发生器的夹套的强化换热机理进行分析,通过强化换热和阻力特性对比,利用综合评价因子评估了3种涡发生器的综合性能;其次对综合性能最好的三角型涡发生器的结构参数进行优化。结果表明：在圆心角度数为120°的螺旋弓形管夹套中,三角型涡发生器提高的换热效果最好,安装三角型和流线型涡发生器的螺旋弓形夹套具有更好的应用性;通过正交试验优化后的三角型对翼涡发生器最佳长度为32 mm、高度为8 mm、间距为40 mm,来流端展开角度为120°。研究结果可为实际工程中涡发生器的设计与选用...     

结构参数对仿生翅片翼气动性能影响

为提高翼型气动性能,提出一种仿生翅片翼型.以NACA0018为例,在翼型吸力面布置固定仿生翅片翼,分析翅片翼的相对位置、相对长度结构参数及两者综合效应对仿生翅片翼改变翼型气动特性的能力的影响,并从流场角度分析仿生翅片翼的作用机理.数值计算结果表明:以翅片翼的最佳控制效果作为衡量标准,靠近前缘处翅片翼对大分离流动效果显著,靠近尾缘的翅片翼对于中度的流动分离效果较好;相对长度与翅片翼气动性能呈非线性关系,且长度过短时无法对分离层产生有效分割,过长时影响分离层上方的流体.当翅片翼末端刚好接触分离层的边缘时,控制效果最佳;仿生翅片翼的气动性能是由翅片翼的相对位置、相对长度共同决定的,单变量的研究难以准确地解释其中的规律.     

大型民用运输机短舱涡流片增升效率以及参数影响研究

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,以某型大型民用运输机基本三段增升装置着陆构型为对象,研究短舱涡流片及其参数对增升装置效率的影响。研究表明:短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似,其所诱导漩涡流动的强度、上下位置以及展向位置是影响增升效率的3个关键因素。空间涡下移、向机翼外侧移动或增加其强度均可以提高增升装置的效率。其中涡流片下偏会使空间涡下移且向机翼内侧移动,但是对机翼上方空间涡强度的影响并不是单调的;涡流片后移可以增强机翼上方空间涡强度并使其下移,但是也会造成空间涡向机翼内侧移动;增加涡流片的安装角或者倾角可以增强机翼上方空间涡强度并使其向机翼外侧移动,但是会造成空间涡上移;增加涡流片的后掠角(即减小其前缘附近的面积)使空间涡下移并向机翼外侧移动,但是会造成空间涡强度减弱。所以这些参数(上下位置、前后位置、安装角等)对全机升力系数的影响都不是单调的,需要大量的流场分析方能找到较优的参数组合。同时短舱涡流片还会受到巡航状态、发动机反推和结构等方面的约束,设计过程中需要综合考虑各种影响因素。     

燃气涡轮带肋冷却通道流动与换热的大涡模拟

为研究涡轮内部扰流肋结构的流动和传热机理,分别采用雷诺平均(RANS)方法和大涡模拟(LES)方法对肋通道周期性计算域和全尺寸计算域进行数值研究;结合实验数据,对比分析雷诺平均方法和大涡模拟在流动和换热方面的准确性.结果表明:大涡模拟捕捉到了肋顶扁平涡结构的产生与脱落过程,该旋涡在近似肋顶面的高度和下游空间内发展并掺混,强度逐渐衰减,该过程与湍流强度的分布规律一致;获得了肋前分离流动中向侧壁面偏转的横向二次流等更加详细的流场结构,更加真实地反映了流场的特性;在流动预测方面,大涡模拟更加准确地预测到了平均速度分布和脉动量湍动能的分布规律;在换热方面,大涡模拟方法对换热增强系数的预测误差比雷诺平均方法要小.     

基于DDES的离心泵蜗壳内部涡动力学研究

为研究离心泵蜗壳内部涡结构、涡演化的过程,基于DDES湍流模型和涡动力学的涡量对离心泵多工况下的旋涡运动进行非定常数值模拟。研究表明:对比外特性数值预测和试验数据,两者差值在允许的范围内,表明延迟分离涡方法的可靠性;对比涡量云图,DDES湍流模型较RNGk-ε湍流模型能清晰地看到由大旋涡破裂而成的小旋涡,能更好地模拟精细流场结构;蜗壳内的旋涡主要集中在进口和隔舌附近,旋涡随着流体一起运动,在运动的过程中,大旋涡破裂为许多小旋涡,同时涡量逐渐减小;随着流量的增加,流道内旋涡的分布范围逐渐减少,同时涡量也逐渐减小;在蜗壳第三断面处,沿径向取3个压力脉动监测点,发现随着直径的增大,压力脉动幅度逐渐减弱,同时隔舌位置的压力脉动远大于蜗壳其他位置。     

摆式振荡翼塔筒尾涡潮流能捕获系统的水动力性能分析

为实现对海上风电场中潮流能有效利用,提出一种将振荡水翼潮流能捕获装置与海上风力机水下塔筒结合的摆式振荡翼塔筒尾涡潮流能捕获系统。联合格子玻尔兹曼和大涡模拟方法,对NACA0015翼型在有无塔筒尾流效应时,不同运动参数对其水动力特性及能量收集效率的影响进行数值分析,并从水翼运动过程中的旋涡结构分析了俯仰振幅、升沉振幅及振荡翼弦长对系统捕能效率的影响。结果表明,塔筒尾涡显著提升振荡翼的能量收集效率,同时振荡翼的加入能减慢塔筒涡脱,降低由钝体绕流引起的疲劳载荷。摆式振荡翼在塔筒尾涡区域内的捕能效率最高可达30.72%,与传统振荡翼潮流能捕获装置相比具有明显优势,为提高海上风场整体能源利用率提供了一种有效的方式。     

仿鸟组合半转翼Weis-Fogh效应及升力仿真

组合半转翼是一种新型的动力翼,在仿生飞行中具有重要的应用前景。提出一种仿鸟组合半转翼模型,导出该模型参数的计算公式并给出减小两翼工作间隙的方法;基于FLUENT软件建立仿鸟组合半转翼流体动力学计算模型,对仿鸟组合半转翼运动流场进行仿真分析,揭示仿鸟组合半转翼模型的Weis-Fogh效应特征,获得仿鸟组合半转翼升力的变化规律。研究表明:在一个运动周期中,半转翼流场中速度矢量和压力分布始终受Weis-Fogh效应的影响,致使组合半转翼的升力大大提高;计算实例中,计算模型的最大升力可提高30.5%。研究结果对仿鸟组合半转翼升力形成机制的阐释和不同参数半转翼升力的估算具有重要参考价值。     

振荡翼捕获能量系统的流体动力性能

采用Fluent求解绕二维振荡翼层流流场的非定常、不可压缩Navier-Stokes方程,将域动网格策略用在滑移交界面内流体域,使之与翼一起运动,该方法可保证核心区域网格质量。研究了Re=1100、θ0=76.33°、y0=5、k=0.88时,俯仰轴位置对NACA0015振荡翼气动特性和能量捕获性能的影响,以及升沉--俯仰相位差和俯仰轴位置对系统的耦合影响。结果表明,俯仰轴位置会影响振荡翼的升力特性、俯仰力矩特性及能量捕获性能,当系统因俯仰轴位置偏离平均压力中心而造成能量捕获性能下降时,改变升沉--俯仰相位差可改善系统的能量捕获性能。     

三维紊流特性测量与理论分析

为充分反映流场的三维紊动特性,基于PIV技术进行了明渠水槽实验.采集了不同工况下的瞬时流速数据,利用统计法分析了流场的变化.结果表明:水槽紊流场中心点A的脉动速度随时间的变化呈正弦(余弦)函数变化;随着点A的涡线上升,槽底附近的涡体逐渐由马蹄涡演变为发卡涡;横、纵向时均流速沿垂线分布均符合指数流速分布,且指数n=7时,实验误差值最小,水平面的相对误差为1.1%,纵剖面的相对误差为1.15%;在水深比为0.1附近,相对紊动强度在明槽底部变化剧烈,随着水深比的增加,强度逐步降低.结果进一步证实了前人对雷诺应力的研究结果.     

叶片穿孔小型轴流风扇气动性能的研究

以小型轴流风扇为原型,对其叶片进行穿孔设计,采用k-ε两方程湍流模型和大涡模拟数值分析风扇的内部流场,对比分析原型风扇和叶片穿孔以后风扇的静特性和气动声学特性。结果显示:叶片穿孔后,在整个计算流量下,风扇的静压升稍有下降,但在最佳工况点时,风扇的静压升基本上和原型风扇相当;涡脱落位置更靠近叶顶;在出口区,涡流消失点向下游移动、涡量减弱,风扇的噪声整体减小,但在不同的频段噪声降低幅度不同,在35～45kHz频率范围内,噪声降低幅度最大。这些研究结果说明,在风扇最佳工况点下采用叶片穿孔方法来降低噪声的方法是可行的。     

交混翼对方形棒束通道内超临界流动传热影响的初步研究

以CFD软件FLUENT为工具对超临界水堆的三维带交混翼的方形单通道模型进行了数值模拟.模型考虑了交混翼的仰角对于通道内温度分布及流场的影响,结果表明,交混翼造成流体绕流,使得流道内冷热流体混合,从而使得流道内流体的温度分布均匀,有效改善了燃料棒表面温度分布情况,降低热点温度;交混翼在15°、30°、45°和50°四种仰角情况下,30°仰角情况更有利于温度区域均匀.