附面层

摘要： 等离子体激励气动力学是研究等离子体激励与流动相互作用下,绕流物体受力和流动特性以及管道内部流动规律的科学,属于空气动力学、气体动力学与等离子体动力学交叉前沿领域.等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化,对气流施加的一种可控扰动.局域、非定常等离子体激励作用下,气流运动状态会发生显著变化,进而实现气动性能的提升.国际上对介质阻挡放电等离子体激励、等离子体合成射流激励及其调控附面层、分离流动、含激波流动等开展了大量研究.等离子体激励调控气流呈现显著的频率耦合效应,等离子体冲击流动控制是提升调控效果的重要途径.发展高效能等离子体激励方法,通过等离子体激励与气流耦合,激发和利用气流不稳定性,揭示耦合机理、提升调控效果,是等离子体激励气动力学未来的发展方向.

摘要： 为研究尾迹对低压涡轮叶片吸力面附面层流动特性与转捩过程的影响,利用商用CFX软件进行数值模拟,并辅以试验校核。着眼于附面层瞬态分析,在1个尾迹扫掠周期内,对吸力面附面层内Klebanoff条纹、KH结构、涡等瞬态结构进行研究。结果表明:在尾迹间歇期,尾迹诱导湍流区和抑制区仍在影响叶片尾缘附面层的发展,分离泡在抑制区上游重新生成;尾迹接触叶片前缘后,产生尾迹放大Klebanoff条纹,其前缘以88%的主流速度向下游运动,随后尾迹接触附面层并与分离泡作用,触发剪切层的KH不稳定性形成全展向KH卷起涡,而尾迹诱导转捩起到了抑制分离泡的作用;尾迹放大Klebanoff条纹将追赶并冲击全展向KH卷起涡,使其崩溃为局部KH涡并最终破裂成全湍流。

摘要： 飞机在地面停机时会受到恶劣天气影响,对飞机停机情况的气动力研究是评估停机安全的关键。为了分析典型布局民用飞机的地面侧风气动力差异,确定典型系留载荷,针对两种典型布局民用飞机,在风洞中采用缩比模型和固定地板模拟飞机停机,测量飞机在0°~180°地面侧风情况下的气动力,进一步通过部件组拆测量方法分析尾翼部件气动力耦合效应;确认垂尾平尾布局耦合效应是在侧风情况下低平尾布局飞机抬头力矩较大、以及高平尾布局飞机抬头力矩较小的原因,采用工程估算方法得到后倾翻情况的前起落架系留载荷。结果表明:俯仰气动力差异导致低平尾布局飞机的前起落架系留载荷明显增加,而对高平尾布局飞机影响较小。

摘要： 附面层网格质量是确保计算流体力学粘性计算精度的关键技术环节.本文针对复杂外形提出了全局一致的高质量附面层网格构造算法,该方法基于针对特征的表面网格区域分解技术,利用表面网格分片后的边界线及其法向量构造最终附面层网格的轮廓框架线,并通过径向基函数及线性插值算法生成完整的附面层网格.通过典型算例分析可以看出,该方法生成的非结构附面层网格精度和全局一致性较高,且能够有效避免复杂外形附面层网格局部及全局交叉现象.

摘要： 路基表面锯齿结构对高速列车模型气动阻力的影响目前,开展附面层对高速列车模型气动特性的影响研究大多数是采用数值模拟的方法,通过在试验地板或路基前端设置粗糙的结构物对路基表面附面层实施干预从而研究其对试验模型气动阻力影响的公开文献相对较少。

摘要： 以某小型大涵道比涡扇发动机风扇转子作为研究目标,在前缘侵蚀对风扇转子气动特性衰退研究的基础上,开展叶片前缘维修方案的研究.鉴于当前采用人工打磨维修手段引起的前缘气动性能的不确定性,针对侵蚀叶片前缘进行精细参数化控制,利用遗传算法寻求几何约束下的前缘最佳维修优化方案.数值计算结果显示,通过前缘优化设计能够显著地提升前缘侵蚀叶片气动特性.相比于前缘侵蚀叶片,最佳维修方案叶片的等熵效率值在设计点和近喘点附近分别提高了1.21％和3.01％,基本恢复至原始叶片水平,展现出了优秀的气动特性.叶片前缘对于风扇转子叶片吸力面附面层发展影响明显,最佳前缘维修方案能够有效地降低近前缘边界层厚度,降低附面层内部的流动损失.

摘要： 基于"附面层原理",建立考虑气象条件和路面结构热物理因素影响下的路面结构热交换计算模型.选用合适的判据给出热边界厚度的确定方法,然后,通过数值模拟和灰关联分析,考察太阳辐射强度、风速、路面结构等因素对热边界底部温度增量的影响.最后,对各影响因素及其交互作用下的热边界底部温度增量进行二次正交回归分析,建立热边界底部温度计算模型,并以青藏高原气象数据和青藏高速公路路基试验段实测的温度验证模型的可靠性.研究结果表明:热边界厚度与路基等效热扩散率线性正相关;路面吸收率对热边界底部温度增量的影响最大,太阳辐射强度的影响次之,对流换热系数的影响中等,等效热扩散率的影响较小,发射率的影响最小;该模型可靠性高,可以用来预测路基热边界.

摘要： 研究了受稀硫酸侵蚀后的混凝土试件表面腐蚀产物附面层成分及其对腐蚀速度的影响,同时结合不同试验控制条件下的长期浸泡试验,测定了硫酸消耗量曲线;通过扫描电镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射(XRD),分析了附面层的形貌、元素组成和矿物成分.结果表明:附面层的化学成分及其对腐蚀速度的影响与试验过程中是否存在CaSO4的流失和试件表面的清洗作用有关,在置换浸泡液的情况下,附面层主要成分是SiO2等水泥石腐蚀后的残留矿物,在不置换浸泡液的情况下,附面层中含有石膏;2种类型的附面层均会降低腐蚀速度,其中以石膏附面层引起的降低程度更显著,石膏附面层是导致试验相似性破坏的重要原因.

摘要： 基于剪切敏感液晶材料的光学特性,本文开展了压气机叶栅附面层流动测量试验,对叶棚风洞环境下剪敏液晶测量方法进行了详细的研究,主要包括:设计加工了一种微型摄像头/LED组合式传感器,搭建了相应的测量系统,基于MatlabGUI编写了图像处理程序对试验所获得的液晶颜色图谱进行了三维重构、Huez值提取等处理.经过对试验结果的分析,清晰的捕捉到附面层分离区、再附着、转捩等叶片附面层流动特征.

摘要： 采用数值方法对跨声速风扇级中径处的非定常流场进行模拟,针对尾迹干扰下的静叶附面层流动进行研究.建立尾迹与附面层干扰模型,结合叶片壁面摩擦力、近壁面附面层湍动能和壁面静压脉动,详细分析了尾迹和势流干扰下尾迹对扩压叶片附面层产生的影响.研究结果表明:在非定常条件下,尾迹能够诱导静叶层流附面层在尾迹干扰的局部范围内转捩发展为湍流状态,尾迹和受其诱导的势流碰撞静叶前缘产生的压力扰动波在压力面附面层内以音速传播,影响压力面整个弦长的静压和摩擦力,而吸力面扰动的传播仅局限在前缘区域部分弦长上,吸力面和压力面传播现象不同与逆压梯度和曲面凸、凹形状相关.

摘要： 论文通过数值模拟方法对NACA6412层流翼型的低速绕流特性进行了研究,采用修正的Baldwin-Lomax湍流模型对来流速度为25 m/s、8°迎角时翼型的流场、背风区的速度型分布、不同弦向位置附面层厚度的变化规律以及转捩位置进行了模拟,数值模拟结果与风洞实验结果具有一定的相关性.

摘要： 本文以高负荷氦气压气机二维平面叶栅为研究对象，利用数值模拟方法，基于γ-Reθ转捩模型对高负荷氦气压气机叶栅进行不同来流攻角、不同雷诺数及不同马赫数等来流条件下的叶栅流场计算，结合叶栅表面附面层计算程序，对不同来流条件下叶栅附面层参数进行提取、对比分析，得到不同来流条件下叶栅附面层流动状态的变化规律。结果表明，高负荷氦气压气机叶栅对于冲角的变化较为敏感，来流条件的变化对叶栅附面层转捩点位置及转捩区域大小均有一定影响。数值模拟分析的结果可以为高负荷叶片的设计和优化提供参考。

摘要： 以总压测量、静态压力分布测量为手段,在FL-21跨超声速风洞中对空腔流场特性进行了两期较为深入的试验研究,空腔的长深比(L/D)为8、9、12和15,试验马赫数(M)范围为0.6、1.5,试验雷诺数(Re)为(1.23-2.26)×107m-1。本文利用不同期风洞试验数据进行对比,对附面层厚度对空腔流场特性的影响作了较为深入的探讨,确定了亚声速、超声速条件下δ/D变化对空腔底部静态压力分布的影响规律。结果表明,附面层厚度对空腔流动的流动类型的划分以及空腔底部的压力分布都有明显的影响。

摘要： 在实验的基础上,分析了气固两相流在压力梯度附面层内颗粒的沉积过程.实验分析表明由于顺压力梯度(dp/dx0)附面层内不适宜颗粒的状况,器壁表面颗粒的沉积很少.附面层内颗粒的沉积是气体和颗粒湍流扩散及压力梯度共同作用的结果.

摘要： 建立了用于毫米尺度流场测量的压敏涂料测压技术,使用该技术测量了不同进出口压比条件下二元收扩喷管内压力分布,测量结果表明:压敏涂料测压技术可以得到喷管底部表面的压力分布;附面层对毫米级尺度流场的影响较大,较厚的壁面附面层使得喷管截面最小面积并没有出现在喉道处,而是喉道之后的扩张段内,压力最低点出现在喷管截面面积与喉道面积比为1.15的扩张段处;不同进出口压比时,PSP 测压结果与静压孔测量结果符合较好,压敏涂料测压技术可有效用于毫米级尺度流场的实验研究.

摘要： 针对超声速风洞中的"气动光学效应"试验技术,通过数值模拟分析确定了风洞试验段附面层厚度,在此基础上设计了用于减小该附面层影响的薄导流板装置;设计了适用于此类风洞中的模型侧壁支撑结构和半模模型;用光学干涉测试技术,在M＝3条件下,对空流场、导流板、模型分别进行了风洞试验测量。结果表明:薄导流板装置可有效地降低试验数据的不确定度;侧壁支撑的半模试验装置可以有效地简化试验装置结构,降低试验误差.通过此项研究,初步建立起完整的超声速风洞光学传输试验方法。

摘要： 本文根据国内外跨声速风洞半模型试验技术研究的状况,结合FL-2风洞民机半模型风洞试验结果,对影响民机半模型试验数据精准度水平的因素进行了分析,主要包括风洞流场品质和半模型风洞试验技术.提出了FL-2风洞提高民机半模型试验数据精准度水平的措施和建议.

摘要： 本文根据国内外跨声速风洞半模型试验技术研究的状况,结合FL-2风洞民机半模型风洞试验结果,对影响民机半模型试验数据精准度水平的因素进行了分析,主要包括风洞流场品质和半模型风洞试验技术.提出了FL-2风洞提高民机半模型试验数据精准度水平的措施和建议.

摘要： 本发明涉及航空进气道技术领域，具体是一种无附面层隔道进气道，用于解决现有技术中进气道的附面层隔道增加了飞机迎风面积，从而使得飞机的气动阻力增加，雷达隐身性能下降，且进气道的制造困难的问题。本发明包括依次成型为一体的进气道管道、唇口和鼓包，所述鼓包包括相互成型为一体的台阶面和鼓包主面，所述台阶面包括上台阶面和下台阶面，所述唇口的边缘设有后掠角。本发明中取消了附面层隔道，消除了附面层隔道电磁波的角发射器效应，减少了飞机的迎风面积和阻力，制造也更加容易；唇口、鼓包采用后掠角设计，降低了飞机主要使用姿态下的电磁波镜面效应，从而提高了唇口的隐身效果。

摘要： 一种利用等离子体激励调控压气机叶型附面层流动的装置，包括栅板(1)，叶片(2)，一组等离子体激励器，热线风速仪探头(5)，等离子体电源(6)。将探头置于叶片吸力面激励区域后侧，实施等离子体激励前对基准流场的速度脉动进行监测采集。不改变流场其他参量前提下，更换不同类型电源，用探头对同一位置流场进行等时长脉动信号采集，对激励流场脉动信号进行捕捉。通过改变电源输出电压、激励频率和占空比等参量调节等离子体激励诱导形成的壁面射流或诱导形成的额外流动结构，实现对压气机叶型附面层流动的调控。通过等离子体激励对叶型附面层内速度和压力脉动进行扰动，对附面层的转捩产生影响，可有效调控压气机叶型附面层的流动。

摘要： 本发明属于透平设备技术领域，提供了一种非定常附面层流道复合叶片式透平，包括转子组件、设置在转子组件外的壳体组件以及与转子组件传动连接的动力输出轴，转子组件包括：惯性轮，两个惯性轮相对设置，且在两个惯性轮的相对的一侧形成有流道，壳体组件包括：中间壳体，中间壳体同轴套设在转子组件的外围，中间壳体上同轴设置有环形喷嘴室，环形喷嘴室的内侧呈圆环阵列设置有多个喷孔、外侧设置有进气口；以及盖体，两个盖体分别设置在中间壳体的两侧，且两个盖体的相对的一侧与两个惯性轮保持密封，两个盖体上设置有出气口，出气口与流道连通。本发明所提供的非定常附面层流道复合叶片式透平，功率和效率较高，且结构简单。

摘要： 本发明公开抑制附面层分离的周向偏置高速离心叶轮，包括轮毂，轮毂的壁面固接有叶片组，叶片组的前端设置有凹槽结构，叶片组的末端设置有锯齿尾缘；叶片组的进口靠近叶轮入口设置，叶片组上设置有叶片流道，叶片流道设置在轮毂的壁面上；叶片组的进口位置设置有导流帽罩；轮毂面设置有用于抑制低能气流在吸力面堆积的稳流平面。本发明能够使高速离心叶轮在运行时，增大叶片表面对气流的附着能力，减弱翼型叶片壁面的湍流耗散强度，并提高叶轮对气体的做功能力；加工难度不大，结构较为精细，特别适用于民用中小型航空发动机/燃气轮机压气机，以及微特电机的负载端用于做功压缩工质。

摘要： 本申请属于压气机平面叶栅风洞试验技术领域，具体涉及一种矩形风洞端壁附面层吸除结构，包括：矩形风洞端壁，其上具有条形通孔；形通孔沿横向伸展至矩形风洞端壁两侧的边缘；两个槽壁，每个槽壁对应贴靠在条形通孔的一个侧壁上，内侧具有沿条形通孔长度方向伸展的条形凸出；两个条形凸出与矩形风洞端壁内侧平齐，其间形成附面层吸除槽；两个滑条，在两个槽壁之间设置，能够沿条形通孔长度方向滑动，其上具有沿条形通孔长度方向伸展的条形凸起；两个条形凸起卡在附面层吸除槽中，与矩形风洞端壁内侧平齐。

摘要： 本发明公开了一种抑制激波附面层干扰的自适应抽吸孔板，包括抽吸孔板和设置在吸孔板下方的孔板抽吸腔，孔板抽吸腔内沿流向安装的多段堵孔栅，多段堵孔栅与启闭装置相连，启闭装置驱动堵孔栅堵塞或打开抽吸孔板对应位置处的抽吸孔，利用激波形成的流向某个位置的压力显著提高作为激励信号，驱动被动式堵孔栅启闭装置打开，在该位置进行附面层抽吸，而其他未出现压力大幅波动的位置堵孔栅保持关闭，保证壁面光顺的固壁造型；利用节流锥对孔板抽吸腔及排气路施加合适的背压条件，控制孔板内的抽吸流速既满足抑制分离的要求又避免出现抽吸流量过大的情况，有效地抑制和削弱激波附面层干扰造成的分离流等的影响，保障内流品质。

摘要： 本发明公开了一种TBCC变几何进气道排除附面层与兼顾起动性能的侧板泄流槽，包括三级压缩TBCC变几何进气道，所述三级压缩TBCC变几何进气道由压缩前体、进气道侧板、进气道唇罩和可转动的末级压缩板构成，所述进气道侧板上开设有泄流槽，所述末级压缩板的前端通过转轴与压缩前体转动连接，所述末级压缩板与进气道唇罩之间形成进气道内通道，本发明的有益效果：对于超声速进气道性能改善有着显著的帮助，可以应用于具有宽广的飞行马赫数以及对进气道性能要求极高的超声速飞行器甚至是高超声速飞行器的动力系统中。

摘要： 本发明实施例提供了一种非结构附面层网格交叉处理方法及装置，该方法包括：对待处理表面网格进行分片处理，得到多个网格片；针对每个网格片，通过构建该网格片的支撑线和轮廓线，生成该网格片的附面层顶层网格；识别存在交叉的附面层顶层网格；将存在交叉的附面层顶层网格进行回退处理。可见，本方案中，将存在交叉的附面层顶层网格进行回退处理，解决了非结构附面层网格交叉问题。

摘要： 本发明公开了一种基于中国东北多年冻土区机场跑道附面层参数计算方法，涉及机场跑道附面层参数计算领域，解决了现有的东北多年冻土区机场跑道附面层还没有一种可以有效的计算附面层参数的计算方法的问题，现提出如下方案，其包括以下步骤：得到温年较差A与附面层厚度H、年平均气温TA均与温度振幅A0、年平均气温TA与初始温度T0的计算公式；确定气温年较差A、年平均气温TA与温度振幅A0三者之间的函数关系；确定初始温度T0与年平均气温TA、对流换热系数h、太阳辐射平均月总量Q的函数关系；确定太阳辐射平均月总量Q、气温年较差A以及附面层厚度H三者之间的函数关系。本方法解决了冻土区道基结构温度场分布的分析难题的特点。

摘要： 本发明属于风洞实验、测量领域，具体是一种基于中小型风洞近壁附面层切除的窗口化平板样品风洞剪切力测试系统。该系统安装于风洞的试验段，测试系统包括隔离箱(1)、支撑柱(2)、气浮导轨(3)、装载平台(4)、平板样品(5)、遮掩板(6)、灵敏气压计(7)、风机(8)、气管(9)、气管接头(10)、集气匣(11)和力传感器(12)；本发明提供的剪切力测量系统，其结构简单，误差可控，通过设置遮掩板实现风洞近壁附面层切除与窗口化测量，设置隔离箱隔离外界干扰。该发明可以实现高分辨力的精确力值测量，即可以实现小面积样品气动剪切力直接测量。