高负荷低压涡轮的多级气动优化设计

采用多级涡轮气动优化设计流程对某四级高负荷低压涡轮进行多级气动优化设计.首先采用准三维设计减少静叶叶片数,并初步提高性能,然后应用多级局部优化进一步提高总体性能.优化联合采用人工神经网络和遗传算法对各列叶栅进行三维局部优化.流场计笄采用全三维粘性流N-S方程求解.通过优化设计,改变了级负荷系数和切向升力系数在各级中的分布,改善了各列的性能,总效率提高0.6%,总流量基本不变,总体性能提高.     

低压高负荷涡轮叶栅的大涡模拟

了解预测转捩与层流分离泡,对于低压高负荷叶片设计特别重要.为此,采用大涡模拟方法,对典型高负荷叶栅T106进行了模拟.计算描述了层流分离泡,给出了壁面压力、壁面摩擦力系数的分布,从而准确预测了T106压力面上的层流分离、转捩、湍流再附现象.计算同时刻画了层流分离泡的非定常性质,给出了瞬时压力,进行了频谱分析,确定主频为2500 Hz,并观察到了瞬时涡等有意义的现象.计算同时表明二维大涡模拟计算结果可以复现出湍流的许多重要现象并且精度可以满足工程需要.     

多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理

利用线性稳定性理论分析（LST）结合直接数值模拟（DNS）研究高超声速多孔表面边界层流动的失稳特征,分析多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理.在Ma=6,Re=2.0×10⁴（参考长度为入口处边界层位移厚度）条件下获得平板边界层及不同孔隙排列情形下平板边界层的典型流动特征,并采用LST方法分析光滑平板及多孔平板扰动的增长率及累计放大率.研究表明三维顺排及错排多孔表面都可以抑制第二模扰动的发展,推迟高超声速边界层转捩,但顺排多孔表面推迟高超声速边界层转捩能力更强.     

高超声速边界层流动转捩研究

针对高超声速飞行器前体预压缩性所需求的气动构型,开展了具有-级压缩效果的压缩面边界层的流动稳定性分析.采用有限体积法数值求解NS方程组得到基本流场,应用当地局部平行流假设和线性稳定性理论求解了扰动波参数的特征值问题.分析了来流马赫数M_∞=6情况下二维扰动波的演化规律,并进-步关联扰动的空间放大率,结合EN方法进行了转捩预测.     

高超声速边界层中由粗糙元引起强制转捩的机理

由大粗糙元引起的高超声速边界层强制转捩在航天技术中有实际应用, 因而近年来受到人们的广泛关注.虽然目前导致该转捩过程的内在机理尚不完全清楚, 但有一点是明确的, 即粗糙元的尾迹流场中存在强对流不稳定性.文章的出发点是研究这种对流不稳定模态是如何触发转捩的.首先通过CFD方法, 计算出高超声速边界层中粗糙元的尾迹流场, 并对其进行二维稳定性分析.结果发现, 在传统不稳定Tollmien-Schlichting(T-S)模态出现的临界Reynolds数之前, 存在高增长率的无黏不稳定模态, 表现为对称的余弦模态和反对称的正弦模态.然后对该不稳定模态在粗糙元尾迹流中的演化进行了模拟, 验证了二维稳定性分析的结果, 并考察了非平行性效应的影响.最后通过直接数值模拟, 研究由这些不稳定模态触发转捩的全过程.结果表明, 对流不稳定模态确实是导致边界层转捩的关键机制.该转捩过程的特点是, 局部湍斑首先在不稳定模态特征函数的峰值附近出现, 然后向全流场扩散.就文章研究的工况而言, 余弦和正弦模态的相互作用对转捩的影响并不明显, 且后者在转捩过程中起主导作用.      

eN方法用于高超声速圆锥边界层转捩预测的可靠性

eN方法基于扰动在边界层中线性演化过程中的幅值增长程度来预测转捩。以来流Mach数为6、不同壁面温度条件下不同钝度圆锥为研究对象,结合直接数值模拟和抛物化稳定性方程,从eN方法是否能够准确描述扰动在上述边界层中线性增长的角度,分析了该方法预测转捩的可靠性。研究结果表明,在小钝度或高壁面温度情况下,扰动在向下游的演化过程中从第1模态转变为第2模态,基于线性稳定性理论的eN方法变得不再可靠。壁面温度相同,头部钝度越大,eN方法越可靠;同等钝度下,壁面温度越低,eN方法越可靠。由于存在模态转换时,线性稳定性理论总是低估扰动的增长,因而对于给定的转捩判据N_T（可由某一工况实验标定给出）,若钝度减小或壁面温度增加到一定程度,eN方法给出的转捩位置比实际情况更靠后。重新标定转捩判据时,钝度越小,壁面温度越高,N_T的修正程度就越大。      

高超声速圆锥边界层转捩实验研究

在高超声速静音风洞内, 通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering, NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints, TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究, 得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像, 清晰地展示了第2模态波的"绳状"结构, 尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导, 而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构; 采用功率谱密度(power spectrum density, PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析, 得到了边界层内扰动波的发展规律, 在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低, 低频成分逐渐增加, 表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和, 而后逐渐衰减, 而低频模态则逐渐发展; 通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布, 结果表明, 随单位Reynolds数增大, 边界层转捩阵面前移.      

转捩边界层中的上喷下扫运动

采用高精度直接数值模拟方法,研究平板可压缩流边界层转捩后期过程中的上喷和下扫运动.模拟结果清楚地显示了边界层转捩过程中的上喷下扫运动的复杂现象,展示与典型涡系及尖峰结构的紧密联系.详细剖析多层次的上喷下扫运动的形成机制,数值结果证实了实验的新发现,并进行相应的机理分析.     

关于转捩边界层中流向涡的产生

给出了转捩边界中流向涡产生的物理过程,这个过程是A－涡和二次涡环相互作用产生旋涡轴向失稳断裂造成的。     

源于边界层转捩区的单极子声辐射

基于 Lighthill方程和 Green理论,本文对边界层转捩区声辐射机理进行了分析和讨论,并对转捩区内各声源的基本类型作了分类.分析结果表明;边界层转捩区的声辐射由转捩区内处于完全湍流状态的流体流动引起的向边界展外辐射的声场以及另两个附加声场组成;边界层转捩区声源的主要类型为单极子、偶极子和四极子声源;本文的分析为Lauchle模型提供了理论依据,证明了利用Lauchle模型估算转捩区远场声辐射基本准确可靠.     

转捩边界层中流向条纹的新特性

基于边界层转捩后阶段的高精度直接数值模拟结果,发现流向条纹结构的低速条纹的演化过程中存在不连续现象,以及随高速条纹的发展会出现称之为"高速斑"的新特性. 通过详细剖析边界层转捩过程中的复杂涡系结构以及上喷下扫流动现象,证实流向高低速条纹新特性与流场涡系结构的演化过程紧密相关. 关键词： 流向条纹 边界层 转捩 直接数值模拟     

高超声速高焓边界层转捩的超声速模态

随着飞行速域与空域的不断拓展,高超声速高焓边界层中的热化学非平衡(thermochemical non-equilibrium, TCNE)效应深刻影响了流动转捩过程。近年来,在第2模态下游区域出现的不稳定超声速模态引起了学者们的关注。超声速模态是指在边界层外缘处的相对Mach数大于1的模态,其传播速度快于远场的声波。采用线性抛物线稳定性方程(parabolized stability equations, PSE)理论研究了Mach数为20、半顶角为6°的尖楔绕流条件下超声速模态的临界壁温。研究发现,壁温越低,越容易出现不稳定的超声速模态。进而,探讨了平板边界层流动中不同Mach数条件下的超声速模态和扰动发展形式,发现Mach数增大,第2模态出现越早且最大增长率降低,N的峰值减小。在30 km的高空来流Mach数超过某个临界值时,扰动增长率和超声速模态的发展形式明显不同。     

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超...     

边界层转捩区声辐射的预报方法研究

对Lighthill剪切应力脉动模型和Liepmann位移厚度脉动模型进行了讨论,在此基础上,本文提出利用Krane偶极子声源模型对Liepmann单极子声源模型进行改进。数值计算结果表明:作为偶极子声源的Lighthill理论剪切应力脉动模型,预报的噪声级偏低;而作为单极子声源的Liepmann模型,预报的噪声级又偏高;本文提出的两种改进模型预报的噪声级则与Lauchle实验值的一致性较好。     

平板边界层转捩过程中低频信号的产生

利用Fourier频谱分析和小波变换处理在平板边界层转捩过程中测得的速度信号,观察到频谱中存在低于基本扰动波频率的含能信号,即文中所谓的低频信号.在进一步分析中,发现这种低频信号的产生可能与流动的间歇性有关.由于流动的间歇性导致速度信号的脉动,数据结构产生间歇变化,这种信号并不一定对应于流场中的某一物理结构的真实频率 关键词： 边界层 转捩 Fourier频谱分析 小波变换     

无限展长后掠翼边界层定常横流不稳定转捩分析

采用γ-Re_θt横流转捩拓展模型对NLF （2）-0415无限展长后掠机翼进行数值模拟,重点分析来流雷诺数、机翼表面粗糙度及后掠角对边界层横流不稳定性的影响.研究发现γ-Re_θt横流转捩拓展模型能够准确预测边界层定常横流不稳定转捩,计算结果与试验数据吻合较好.结果表明来流雷诺数越大、机翼表面越粗糙,横流转捩位置越靠前;随着机翼后掠角的增加,转捩位置先前移随后逐渐靠后.     

平面叶栅边界层的转捩试验及数值模拟

基于温敏漆(TSP)技术,以跨音速平面叶栅为研究对象,开展平面叶栅边界层转捩位置的试验以及数值模拟研究。试验结果表明：利用TSP测量技术可以得到平面叶栅表面的温度分布,进而判断边界层转捩位置。通过CFD(Computational Fluid Dynamics)数值方法完成验证工作。     

高超声速椭圆锥边界层横流转捩特性大涡模拟

横流效应显著影响高超声速飞行器的三维边界层转捩过程, 深化对该流动机制的认识有助于提升和改善飞行器气动性能及热力学环境. 针对HIFiRE5椭圆锥绕流问题, 采用大涡模拟方法计算分析了超声速边界层横流转捩特性, 并揭示其中的流动机理. 参考HIFiRE5风洞模型试验条件, 数值模拟中椭圆锥来流入口处施加人工速度扰动以激发边界层内不稳定扰动波, 进而预测了高超声速边界层流动横流失稳、转捩过程等基本流动特征, 并基于转捩热流分布形态对比, 获得了与试验数据基本吻合的计算结果. 研究发现, 椭圆锥中心线流动汇聚形成的流向涡结构非常容易失稳, 另外在中心线及侧缘之间的中部区域存在较强的横流不稳定性, 两种机制共同作用影响边界层转捩过程. 此外, 分析了来流扰动幅值对边界层横流失稳转捩的影响, 并发现静来流条件下, 横流区域出现两组独立的定常横流涡结构, 而强噪声来流条件下, 中心线主涡和中部横流涡均发生失稳转捩, 且在椭圆锥表面形成多峰状的转捩阵面. 最后, 深入分析流场的压力脉动动力学特性, 揭示了三维边界层发生失稳转捩的非线性演化机制.      

脉冲电弧等离子体激励控制超声速平板边界层转捩实验

脉冲电弧等离子体激励器具有局部加热效应强、扰动范围广等特点,在超声速流动控制中具有广阔的应用前景.本文运用电参数测量系统和高速纹影技术研究了脉冲电弧等离子体激励器在Ma=3来流条件下的电特性和流场特性;采用纳米粒子平面激光散射技术对超声速平板边界层的流动结构进行了精细测量,并对不同等离子体激励频率下的边界层转捩特性进行了研究.实验结果表明,脉冲电弧放电会产生速度较高的前驱冲击波和温度较高的热沉积区,给边界层施加连续不断的扰动.施加扰动的脉冲电弧等离子体激励能够促进超声速平板边界层转捩.并且脉冲放电的高频冲击效应可以促进转捩提前发生,且频率越高,效果越好,当施加激励频率为60 k Hz时,转捩区长度为0,湍流边界层厚度为25 mm.脉冲电弧等离子体激励器可以用来促进超声速边界层转捩.