跨音速流动

摘要： 为了从时间离散精度的角度评估傅里叶时间谱方法的实际计算效率,对用该方法求解二维跨音速流动问题的解进行了精度研究.通过求解Euler方程模拟俯仰振动NACA0012翼型的周期性非定常流动.结果表明:傅里叶时间谱方法可以使用很大的时间间隔较为准确地模拟有激波存在的周期性跨音速流动;对于此类流动问题,相比二阶向后差分公式法,傅里叶时间谱方法在预测翼型表面压力系数积分量特别是升力系数的时间变化规律方面具有明显的计算效率优势;用于模拟翼型表面压力系数自身的时间变化规律时,傅里叶时间谱方法具有不低于二阶向后差分公式法的计算效率.

摘要： 采用CFD方法探讨了腹部扰流板用于无尾布局俯仰控制的可行性。选择无尾布局机体中部翼型作为研究对象,在高速飞行状态,研究了扰流板位置、高度、偏度等参数对翼型俯仰和升阻性能的影响及其流动机理。结果表明：腹部扰流板产生的泡状分离及其影响通过改变翼型压力分布和激波位置,产生板前加载、板后卸载效果。通过对扰流板几何参数的合理选择,可在较大迎角范围内提供用于俯仰控制的抬头力矩增量,可作为改善无尾布局高速俯仰操纵特性措施深入研究。扰流板带来的附加阻力增量使翼型升阻性能变差问题,需在后续研究中进一步考察。%The feasibility of Belly-flap being developed as a pitch control device for tailless configuration at high subsonic is investigated on a BWB in-body airfoil,using CFD method.The size,location and deflection angle of the flap are studied to detect their effects on the aerodynamic characteristics.The results show that the bubble separation due to the belly-flap can change pressure distribution and shock position on the airfoil.In this way,the load distribution can be improved to bring the pitch-up moment in a wide angle of attack.The optimized geometry parameters of Belly-flap can be applied to tailless configuration design and to improve its lift-drag performance in this paper.

摘要： 在引入水蒸气非平衡相变的动力模型和水蒸气真实物性模型的基础上,建立了水蒸气跨音速非平衡流动的守恒型数值计算模型,采用对激波捕捉具有高精度和高分辨率的Roe-FDS格式进行计算,数值求解了水蒸气跨音速流动过程中的非平衡相变及凝结激波现象.着重研究了水蒸气跨音速非平衡凝结相变的温度特性,归纳了水蒸气跨音速非平衡流动的凝结特性随温度的变化规律,归纳了蒸汽温度变化对核化凝结、激波形态的影响规律.研究发现,入口温度对蒸汽跨音速流动中的非平衡相变具有显著的影响,进口温度越低,非平衡核化凝结爆发得越早,产生的液滴粒径越大;随着进口温度的升高,非平衡凝结相变的起始点逐渐向喷管出口方向移动,蒸汽需要在缩放喷管中加速膨胀到较高Mach数下达到较高的过饱和度和过冷度时才能产生核化凝结,而成核率也相应较高.%A conservative compressible numerical model coupling with dynamic model for non-equilibrium phase change and virial equations of steam was developed and used to predict the spontaneous condensation phenomenon with homogenous nucleation in the transonic steam flow. In order to capture the transient characteristics of the transonic flow and the condensation shock effect, the improved high resolution Roe-FDS scheme was used. The influence of inlet steam temperature on the homogenous nucleation and the condensation shock was examined, and the effect of temperature change on the thermodynamic characteristic was investigated. It is found that the inlet temperature has a significant influence on the non-equilibrium phase change in the transonic steam flow. With a lower inlet temperature, the non-equilibrium homogenous nucleation occurs earlier and the radius of droplets is larger. As the inlet temperature decreases, the onset of the non-equilibrium condensation will move to the outlet of the nozzle, and the temperature will decrease rapidly to make the expansion steam achieve a higher Mach number, saturation ratio and supercooling temperature, and then the non-equilibrium condensation will occur eventually with ahigher nucleation rate.

摘要： 以非线性的二阶SZL和三阶CI S湍流模型为基础,对低雷诺数k-ε模型引入膨胀可压缩性和激波不稳定性修正来模化可压缩效应,发展了可压缩性修正的非线性SZL和CLS湍流模型.膨胀可压缩性修正采用广泛使用的Sarkar修正模型,激波不稳定性修正通过抑制湍流动能产生项得到.应用修正的非线性模型数值研究了经典的二维轴对称凸轴结构的跨音速流动,将预测的壁面压力、激波产生位置、近壁面流速、雷诺切应力、分离区长度等与实验结果进行对比,结果表明两种修正的非线性模型都有明显改进.预测的分离区位置、大小以及之后的再附着位置均有较大的改进,与实验符合较好.

摘要： 研究了水蒸气跨音速流动过程中的非平衡相变及凝结冲波现象,揭示了气动激波与非平衡凝结流动之间相互作用的非定常流动规律。采用欧拉形式的控制方程求解两相凝结流动,建立了二维可压缩守恒型计算模型对水蒸气跨音速非平衡流动进行了数值模拟,捕获到了凝结冲波现象,揭示了凝结冲波的非平衡热力学机理,并探讨了尺度效应对两相非平衡流动的影响。研究了凝结冲波与气动激波之间的不同热力学特性和形成机理,并探讨了气动激波与非平衡凝结流动之间相互作用的非定常流动规律。

摘要： 基于共轭方程的优化设计理论,应用三维欧拉方程进行了升力系数不变时跨音速机翼阻力优化设计研究,根据给定的目标函数推导了在物理空间上表述的共轭方程及边界条件,研究了共轭方程的数值求解方法及目标函数对设计变量的敏感性导数求解问题,发展了一种跨音速机翼阻力优化设计方法,应用该设计方法进行了跨音速机翼阻力优化设计研究,优化后机翼表面的激波强度减弱很多,有效减少了波阻.

摘要： 应用以压力为基本求解变量的SIMPLE方法 ,对一双喉喷管中的层流超音速流动和一扩压器中的紊流跨音速流动进行了数值计算。计算结果显示 ,本文的计算结果与文献数据及实验结果相符很好。表明本文方法对可压缩流动有很高的模拟精度。

摘要： 本文对不可压流动的常用算法SIMPLE算法进行了推广,使其能计算从亚音速到超音速一定马赫数范围内的流动.这里,可压缩流动和不可压缩流动的数值算法实现了统一,称为全速解法.本文对全速解法在二维流动计算中的应用性进行了初步的研究.采用了非交错网格的有限体积方法对控制方程进行离散,并用动量插值法来求得连续方程中单元边界上的变量值.本文对全速解法在二维层流的计算效果进行了考核,而后又将此算法在湍流跨音速流动中应用.计算表明本方法是成功的,能够很好地反映各种马赫数下的流场特性.

摘要： 对二维跨音速流动的Ｅｕｌｅｒ方程分区算法、并行算法以及多区计算的有效内边界耦合条件进行了探讨，应用 Ｖａｎ Ｌｅｅｒ矢通量分裂方法和一维数组方式，研究了多种区域分解数目的分区计算效率，并行计算中采用“先进先出”的同步控制等待机制，采用纯结点并行编程方式了单区、二区并行计算对比，分析了影响并行效率和通讯过载比的主要因素。

摘要： 引入水蒸气非平衡相变的动力学模型和水蒸气真实物性的基础上，建立了水蒸气超音速非平衡流动的守恒型数值计算模型，采用对激波捕捉具有高精度和高分辨率的Roe-FDS格式，数值捕捉了水蒸气超音速流动中的非平衡相变与凝结激波。在此基础上开展了气动激波与凝结激波的耦合计算，分析了气动压缩激波波锋面与凝结激波波锋面相遇时，气动激波与非平衡相变之间相互作用的非平衡流动规律。研究显示，随着背压的不断升高，气动压缩激波不断向喷管喉口位置推移。当气动激波发生在凝结激波的下游位置时，气动激波的耗散效应使得喷管内的液相质量分数逐渐继续减小而不会对上游的非平衡相变和凝结激波产生影响。当气动激波随背压继续上行与气动激波交汇时，气动激波强烈的耗散效应使得凝结激波特征迅速减弱，非平横相变逐渐退化到喷管边界区域，而气动激波由于受到凝结激波的强烈干扰，激波强度迅速减弱，显现出明显的斜弱激波特征。当气动激波上行至喷管喉口附近时，X型凝结激波逐渐消退，非平衡相变在喷管主流区消失。

摘要： 跨音速流动中的非平衡凝结导致潜热的释放和液滴的自发凝结过程。通过将N-S 方程与凝结控制方程耦合求解的方法，在不同落压比不同初始相对饱和度条件下，对收扩喷管中的凝结流动进行了数值模拟。结果表明：在收扩喷管的高速膨胀流动中，冷却速率越大，成核率越高。凝结潜热的释放使流场的总温升高，出口平均Ma 数降低，流量减少，喉道处的音速线后移。

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 通过高质量网格的生成方法及固壁边界条件的有效处理方法,研究三维跨音速湍流的高精度计算方法,编程计算了有完整试验数据的跨音速轴流压气机转子NASA Rotor 37 内部流动及气动性能.研究表明:改进的R-L 方法能够明显提高叶顶间隙区的网格生成质量;固壁边界条件处理方式对气动计算精度影响较大;计算获得的绝热效率和总压比与已有公开的数据吻合一致,与试验值的误差在实验误差范围内.研究工作为今后研究跨音速轴流压气机优化设计方法奠定了坚实的算法基础.

摘要： 随着计算流体力学的不断发展,所研究的流动现象也日趋复杂.在工程中,多组分流动的模拟是实际流动更加真实的解决方案;较亚音速流动而言,对超、跨声速多组分流动的模拟存在一些特殊问题,如组分的守恒性破坏和接触间断附近压力波动等.本文在组内已有工作的基础上发展了一套高精度、高分辨率的全组分方程隐式联立求解方法,有效地解决了多组分模拟存在的特殊问题.最后应用此数值工具对跨音速叶栅流动和超音速掺混流动进行了模拟,验证了本方法的有效性。

摘要： 随着计算流体力学的不断发展,所研究的流动现象也日趋复杂.在工程中,多组分流动的模拟是实际流动更加真实的解决方案;较亚音速流动而言,对超、跨声速多组分流动的模拟存在一些特殊问题,如组分的守恒性破坏和接触间断附近压力波动等.本文在组内已有工作的基础上发展了一套高精度、高分辨率的全组分方程隐式联立求解方法,有效地解决了多组分模拟存在的特殊问题.最后应用此数值工具对跨音速叶栅流动和超音速掺混流动进行了模拟,验证了本方法的有效性。

摘要： 本申请属于风洞试验领域，特别涉及一种针对跨音速颤振风洞模型加工的设计参数控制方法。包括：采用金属梁架制作飞机承力构件，生成第一颤振风洞模型，并对第一颤振风洞模型进行第一次地面共振试验；在第一颤振风洞模型上粘贴配重块，生成第二颤振风洞模型，并对第二颤振风洞模型进行第二次地面共振试验；在第二颤振风洞模型上安装辅件，内埋传感器，以及粘贴泡沫填充物；获取复合材料蒙皮试验件，并对复合材料蒙皮试验件进行材料拉伸试验以及复合材料蒙皮试验件共振试验；在模具内铺设复合材料蒙皮，并将第二颤振风洞模型置入复合材料蒙皮中进行中温固化，生成第三颤振风洞模型，并对第三颤振风洞模型进行第三次地面共振试验。

摘要： 本发明公开了一种用于跨音速涡轮平面叶栅实验的封严供气装置，风洞端壁上设有跨音速涡轮叶栅，风洞端壁的外侧设有封严供气腔，封严供气腔的顶部设有沿垂直于主流方向延伸并位于跨音速涡轮叶栅前缘上游位置的封严气出口，从封严气出口流出的封严冷气具有垂直于主流方向的分速度通入风洞主流通道内并与其中的主流气体相互作用。利用封严供气腔内的冷气速度方向与跨音速涡轮叶栅周向方向相切的特点，无需部件旋转即可再现封严流的周向速度，同时实现独立地改变封严流流量与封严流周向速度的效果，可充分模拟跨音速涡轮平面叶栅实验所需的封严射流条件，再现了真实涡轮内部的封严流特性，容易获得较精确的三维流场结构。

摘要： 本发明公开了一种超跨音速平面叶栅可变喷管装置，喷管上壁包括喷管上壁固定块、柔性壁以及柔性壁调节机构，喷管下壁包括喷管下壁固定块、平板和抽吸段，柔性壁调节机构的末端与柔性壁的主体部分的上表面活动连接，通过柔性壁调节机构可调节柔性壁的主体部分任意位置处的弯曲程度，继而实现对喷管的扩张段的形状的调节；平板的上游端通过一转轴机构与喷管下壁固定块的下游端相连接，使得平板可沿转轴进行有限角度的旋转，用于调节喷管扩张段形状。本发明以通过可变喷管的固定和调节机构，实现进口超音速流动和进口马赫数的连续可变；本发明设计的调节机构使用简单、效果明显。

摘要： 本申请属于跨音速颤振试验领域，特别涉及一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法。模型包括：机身模型部件，以及分别安装在机身模型部件对应位置的机翼模型部件、垂尾假件、平尾假件将机身模型部件分为机身承力结构以及附加维形两部分，机身承力结构采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构；附加维型包括PMI泡沫以及复合材料蒙皮，附加维型安装在机身承力结构上。机翼模型部件同样采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构，机翼模型部件的外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型。本申请使全机模型传力特性更反映真实情况，重量和机身刚度控制更加精确，同时提高模型强度和承载能力，更适用于重外挂状态的全机跨音速颤振风洞试验。

摘要： 本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，包括自循环机匣和轴对称端壁造型，所述自循环机匣安装在压气机匣壁面上，所述轴对称端壁造型设置在压气机转子通道上；所述自循环机匣与压气机机匣一端形成引气口，另一端形成射流口，且所述引气口的截面大于所述射流口的截面，形成收缩的流道；所述轴对称端壁造型设置在转子的叶顶‑10％～48％轴向弦长上。本发明公开了一种跨音速轴流压气机联合机匣处理结构，通过在压气机机匣壁面上安装自循环机匣，然后在压气机转子通道上进行轴对称端壁造型，有效改善了压气机的稳定工作裕度并提高了设计点的效率。

摘要： 本发明公开了一种应用于向心涡轮的跨音速导向器、向心涡轮，所述跨音速导向器采用三段式径向气流通道及“盔形”叶型设计，第一段通道宽度沿流动方向逐渐减小，大大提高了气流加速效果，大大降低叶片进口流动损失，第二段径向气流通道的通道宽度保持不变，便于对导向器喉部面积进行检验，第三段径向气流通道的通道宽度变化则根据导向器叶片出口处的气流马赫数进行耦合设计，有效降低了导向器叶片出口处的气流马赫数在不同情况时无叶区的流动损失，进一步提高了导向器的加速性能。“盔形”叶型采用小曲率半径前缘及零曲率叶背设计，可有效提高叶片前缘负荷及叶栅通道的加速能力，降低叶型损失并减小导向器的尺寸和重量。

摘要： 本发明涉及一种用于CFD仿真大压比径流式透平跨音速定叶喷管的计算网格自动生成方法及生成器，属于径流式透平机械仿真技术领域，本发明设计了自动修改几何模型的控制程序，网格生成器可以自动的进行模型的修改与重建，产生大量的几何形状，然后利用开源的软件对网格进行划分，最后对每种形状进行仿真模拟，最优的模拟结果对应着最优的几何形状，实现了跨音速的定叶喷管几何形状的大批量更改以及网格大批量的划分。发明人以大压比径流式透平中发生跨音速现象的定叶喷管为实例进行测试，获得了高质量的跨音速定叶喷管二维网格。

摘要： 一种无需试验校准的四孔超跨音速探针，涉及一种超跨音速探针。探针本体采用在邻近底端位置设有弯角的无缝钢管，其内部中间位置设有随探针本体延伸的四根通道管，四根通道管沿探针本体轴心等角度排布并且与探针本体之间的间隔实心焊接为一体，探针本体前缘为测量端进行打磨形成圆锥探头，四根通道管与圆锥探头母线垂直贯通形成4个孔位，4个孔位均位于圆锥探头的50％母线处，探针利用超音速条件下细长锥体理论推导各气动参数。激波损失较小，并且有助于保证测量值圆锥前缘的静压，通过细长锥体理论计算得到各校准系数，极大缩短实验时间。

摘要： 本发明提供一种可压流体跨音速流动过程中的液滴雾化三维数值模拟方法，涉及精细雾化领域。本发明运用数值模拟方法实现了三维模型空间中从跨音速流场的产生到其内液体粒子破碎的过程的仿真，所建立的数值模型与计算步骤可为不同形状的基于拉瓦尔机构的喷管内部的跨音速流场内液体破碎过程、破碎机理、粒子位置分布、粒径分布以及粒子速度分布等进行三维状态的可视化和分析，所建数值模型对不同气流入口、出口边界条件的流动中不同液体粒子的初始条件下的破碎过程与结果提供准确预测和最直观的理论依据。

摘要： 本发明提供一种可压流体跨音速流动过程中的液滴雾化三维数值模拟方法，涉及精细雾化领域。本发明运用数值模拟方法实现了三维模型空间中从跨音速流场的产生到其内液体粒子破碎的过程的仿真，所建立的数值模型与计算步骤可为不同形状的基于拉瓦尔机构的喷管内部的跨音速流场内液体破碎过程、破碎机理、粒子位置分布、粒径分布以及粒子速度分布等进行三维状态的可视化和分析，所建数值模型对不同气流入口、出口边界条件的流动中不同液体粒子的初始条件下的破碎过程与结果提供准确预测和最直观的理论依据。