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大雷诺数下对称翼型的转捩判断与规律研究

太阳能学报 2024年第1期45卷 326-333页

作者：杨从新张根豪李寿图郭艳磊岳念西刘文杰兰州理工大学能源与动力工程学院兰州730050 甘肃省风力机工程技术研究中心兰州730050 东方电气集团东方电机股份有限公司德阳618000

围绕翼型的转捩问题,以NACA0012、NACA0015、NACA0018三种不同厚度的对称翼型为研究对象,基于TSST湍流模型的数值模拟方法,提出基于湍流强度的转捩判断方法并研究在5种大雷诺数条件下翼型表面流动的转捩规律,以期为风力机叶片设计提供... 详细信息

围绕翼型的转捩问题,以NACA0012、NACA0015、NACA0018三种不同厚度的对称翼型为研究对象,基于TSST湍流模型的数值模拟方法,提出基于湍流强度的转捩判断方法并研究在5种大雷诺数条件下翼型表面流动的转捩规律,以期为风力机叶片设计提供新的参考思路。研究表明,基于湍流强度的转捩判断方法是有效、可行的,使用翼型表面湍流强度曲线的阶跃现象观测转捩,可有效避免转捩前流动扰动带来的影响。同时利用湍流强度的变化情况可为风力机叶片设计寻找最佳设计参数。研究发现,增大攻角和雷诺数使得翼型上翼面转捩位置前移、下翼面转捩位置后移。此外,随着攻角的减小、雷诺数的增大、翼型表面厚度的增加,在翼型转捩前的流动逐渐稳定。

关键词：转捩风力机计算流体力学 γ-Reθ转捩模型雷诺数湍流强度

高温气体效应下流动转捩及超声速模态的线性演化

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空气动力学学报 2024年第4期42卷 75-83,I0002页

作者：赵洲源陈贤亮王亮符松清华大学航天航空学院北京100084

对转捩的精确预测已成为飞行器气动设计的关键环节,然而转捩问题相当复杂并对诸多因素敏感。在超高速高温流动中,转捩和高温气体效应深度耦合,特别是在激波、壁面附近和分离区等速度梯度很大的区域,热化学过程对流动转捩的影响不容忽视... 详细信息

对转捩的精确预测已成为飞行器气动设计的关键环节,然而转捩问题相当复杂并对诸多因素敏感。在超高速高温流动中,转捩和高温气体效应深度耦合,特别是在激波、壁面附近和分离区等速度梯度很大的区域,热化学过程对流动转捩的影响不容忽视。在自然转捩过程中,不同的扰动形式在流场中的发展各不相同,进而对转捩进程造成的影响也不同。同时,超高速边界层内存在多种模态,其中第二模态下游区域出现的不稳定的超声速模态值得关注和研究。本文通过求解线性抛物化稳定性方程(LPSE)研究了高温气体效应下流动转捩及超声速模态的演化发展。结果表明:与量热完全气体流动相比,考虑热化学过程的流动使得温度边界层更薄,类似“冷壁”的作用,进而使得扰动的超声速模态更容易出现;分子振动平衡使得流动的温度边界层进一步变薄,即使在较高的壁温条件下,扰动的超声速模态依然存在;同时,低频扰动下的超声速模态更不稳定,流动易出现转捩。此外,马赫数20、半顶角6°的尖楔绕流算例中,“冷壁”和低频扰动下的超声速模态在特定扰动波角下会出现新的变化。

关键词：高温气体效应转捩扰动频率扰动波角超声速模态流动稳定性

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高航速流动不分离外形带攻角流动特性分析

船舶力学 2024年第4期28卷 541-550页

作者：可伟王哲李晓植高全喜河北汉光重工有限责任公司河北省双介质动力技术重点实验室河北邯郸056017

边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运... 详细信息

边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运用数值仿真分析其在不同速度和攻角情况下的流动特性。研究发现,0°攻角下仿真得到的压强分布与理论计算结果一致,摩擦阻力与估算结果一致,证明可以通过外形设计使航行体边界层在高雷诺数条件下保持层流流动不分离状态,以达到大幅减阻的目的;小攻角不会破坏航行体表面流体附着状态,但攻角会使流动出现横向漩涡,边界层发生转捩,使阻力明显增加,但减阻效果仍然存在。

关键词：高速航行体流动不分离临界雷诺数层流攻角转捩

高超声速飞行器上升段边界层转捩的参数影响分析

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气体物理 2024年

作者：汤依唯李超苏彩虹天津大学机械学院高速空气动力学研究室

边界层转捩是高超声速飞行器设计中需要考虑的重要问题。在飞行器上升段,Mach数和飞行高度同时增加,两者共同影响转捩发生的位置。文章以平板边界层为研究对象,采用线性稳定性理论和eN方法,研究了高超声速飞行器上升段（Mach数4～6、飞... 详细信息

边界层转捩是高超声速飞行器设计中需要考虑的重要问题。在飞行器上升段,Mach数和飞行高度同时增加,两者共同影响转捩发生的位置。文章以平板边界层为研究对象,采用线性稳定性理论和eN方法,研究了高超声速飞行器上升段（Mach数4～6、飞行高度14～25 km） Mach数和飞行高度对边界层稳定性和转捩的影响规律。研究结果表明,边界层中起主导作用的第2模态不稳定波随着Mach数增加更不稳定,而随着飞行高度增加反而更稳定。进一步分析了HIFiRE-1上升阶段典型弹道点上边界层的稳定性,发现在Mach数和飞行高度的共同作用下,第2模态的增长率在上升段先增大后减小,转捩位置也相应地呈现出先前移再推后的非单调现象。

关键词：高超声速平板边界层线性稳定性理论转捩

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内流可视超声速喷管边界层实验研究

物理学报 2024年

作者：曾瑞童易仕和陆小革赵玉新张博冈敦殿国防科技大学空天科学学院

为观察喷管收缩扩张型面上边界层发展演化现象，研究超声速喷管内流场，本文采用传统特征线方法设计喷管型面，设计并制造了内流可视的超声速风洞。通过数值计算和实验测量的方式验证了风洞喷管出口流场均匀稳定，马赫数均方根偏差均优... 详细信息

为观察喷管收缩扩张型面上边界层发展演化现象，研究超声速喷管内流场，本文采用传统特征线方法设计喷管型面，设计并制造了内流可视的超声速风洞。通过数值计算和实验测量的方式验证了风洞喷管出口流场均匀稳定，马赫数均方根偏差均优于国军标合格标准；利用纳米粒子示踪平面激光散射(nanoparticle-tracer based planar laser scattering， NPLS)技术开展内流可视超声速喷管的流动显示试验，获取了喷管内全流场精细结构图像；通过图像处理技术提取边界层与主流交界面，采用分形维数的方法分析边界层状态，定位边界层转捩位置。结果表明：喷管型面的开始转捩位置比喷管上平直壁面更加靠近下游；分形维数可以定性的判断边界层的流动状态，对于层流边界层和转捩初期的发卡涡需要结合边界层厚度进行区分。

关键词：喷管边界层 NPLS 转捩

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基于蜻蜓翅翼仿生结构的流动减阻研究

航空动力学报 2024年

作者：孙鹏孙洁傅文广中国民航大学安全科学与工程学院

蜻蜓翅翼对气流具有良好的调控作用，性能提升得益于翅翼所特有的典型结构。为了实现有效减阻，本文基于蜻蜓翅翼管状翅脉结构设计出一种圆弧形凹槽仿生结构，通过对比研究不可压缩平板原型及改型方案流场中的减阻相关参数及湍流特性，... 详细信息

蜻蜓翅翼对气流具有良好的调控作用，性能提升得益于翅翼所特有的典型结构。为了实现有效减阻，本文基于蜻蜓翅翼管状翅脉结构设计出一种圆弧形凹槽仿生结构，通过对比研究不可压缩平板原型及改型方案流场中的减阻相关参数及湍流特性，明确仿生结构设计参数对流场阻力特性及边界层转捩起始位置的影响规律。研究结果表明，仿生结构布置位置、几何尺寸参数及凹槽列数对流场的影响作用规律性明显；同时也发现凹槽列间隔在小于等于槽宽尺寸范围内作用效果相近，于转捩位置前20%流向长度区域处进行0.75mm深尺寸方案的圆弧形凹槽结构的布置引入了外部扰动，使原有的层流边界层速度剖面更饱满，抗干扰能力进一步增强，从而推迟转捩发生，以此增加层流覆盖区域实现有效减阻；理想方案相较于原型可增加10.75%流向长度范围被层流覆盖，降低约6.38%的摩擦阻力。

关键词：转捩凹槽层流减阻蜻蜓翅翼仿生非光滑表面

Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩的影响

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气体物理 2024年第2期9卷 9-20页

作者：章录兴王光学杜磊余发源张怀宝中山大学航空航天学院广东深圳518107

典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象,其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型,采用数值模拟方法,研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算,M... 详细信息

典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象,其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型,采用数值模拟方法,研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算,Mach数的范围为3~8,壁面温度的范围为150~900 K。首先对■转捩模型和SST湍流模型进行了高超声速修正:将压力梯度系数修正、高速横流修正引入到■转捩模型,并对SST湍流模型闭合系数β~*和β进行可压缩修正;然后开展了网格无关性验证,通过与实验结果对比,确认了修正后的数值方法和软件平台;最终开展Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩规律的影响研究。计算结果表明,转捩区域主要集中在上表面两侧、下表面中心线两侧;增大来流Mach数,上下表面转捩起始位置均大幅后移,湍流区大幅缩小,但仍会存在,同时上表面层流区摩阻系数不断增大,下表面湍流区摩阻系数不断减小;升高壁面温度,上下表面转捩起始位置先前移,然后快速后移,最终湍流区先后几乎消失。

关键词：转捩 HyTRV 摩阻 Mach数壁面温度

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烧蚀气体质量引射风洞试验技术

实验流体力学 2024年

作者：梁彬赵俊波付增良周家检周平中国航天空气动力技术研究院

再入飞行器防热材料烧蚀过程中，烧蚀气体质量引射作用会改变边界层的流动稳定性，对转捩位置产生影响。研究了烧蚀气体质量引射风洞试验方法，根据管道气体流动和多孔材料透气原理实现烧蚀气体质量流量模拟，利用比例阀、流量计等实现... 详细信息

再入飞行器防热材料烧蚀过程中，烧蚀气体质量引射作用会改变边界层的流动稳定性，对转捩位置产生影响。研究了烧蚀气体质量引射风洞试验方法，根据管道气体流动和多孔材料透气原理实现烧蚀气体质量流量模拟，利用比例阀、流量计等实现质量流量调控，并结合红外热图测量技术对转捩位置进行测量。试验以钝锥外形模型为研究对象，在马赫数6、单位雷诺数2.5×10～7 m-1条件下开展。所用试验技术有效模拟了再入飞行器烧蚀气体质量引射作用，发现质量引射对转捩有促进作用，转捩位置随质量流量的增大而前移。采用所用试验技术可为相关飞行器总体优化设计提供重要技术支持。

关键词：再入飞行器烧蚀质量引射试验技术转捩

进口雷诺数和湍流度对压气机叶栅流动特性影响

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哈尔滨工程大学学报 2024年

作者：杜文海陈珂彭旻扬王硕琨张燕峰北京石油化工学院机械工程学院中国电建集团北京勘测设计研究院有限公司国家电投集团科学技术研究院有限公司中国科学院工程热物理研究所

针对高空条件下，无人机发动机的压气机气动性能明显下降的问题，本文以某高亚声速压气机叶型V103为研究对象，采用数值模拟方法研究了3种雷诺数(Re=1.5×105，4.5×105和1.2×106)条件下，不同来流湍流度（Tu=1%，3%，5%，6%，7.5%和10... 详细信息

针对高空条件下，无人机发动机的压气机气动性能明显下降的问题，本文以某高亚声速压气机叶型V103为研究对象，采用数值模拟方法研究了3种雷诺数(Re=1.5×105，4.5×105和1.2×106)条件下，不同来流湍流度（Tu=1%，3%，5%，6%，7.5%和10%）对压气机叶栅内部流动特性的影响，分析了流动分离和转捩之间变化关系以及由此引起的叶型损失变化规律。研究结果表明：当湍流度不变时，随着雷诺数减小，分离泡长度增加，但分离点位置不变。在雷诺数不变时，当湍流度减小时，层流分离点位置会提前，并且前移现象在低雷诺数下更明显；当湍流度增加时，叶片表面分离泡消失，但损失仍然呈现出随着湍流度增加而增大的趋势。在不同雷诺数条件下，都存在一个对应于最小叶型损失的来流湍流度，且该湍流度随着雷诺数的减小而略有增大。本文将为修正低雷诺数条件下压气机叶型损失模型和发展预测压气机高空低雷诺数效应的数值模型提供理论指导。

关键词：低雷诺数进口湍流度流动分离转捩叶型损失数值模拟压气机叶栅表面边界层