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第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议

召开年：2014
召开地：北京
出版时间： 2014-10-24

主办单位：中国航空学会;中国宇航学会;中国空气动力学会

会议文集：第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议论文集

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1.OAT15A翼型跨音速抖振问题研究
- LIU Yi;刘毅;WANG Gang;王刚;XING Yu;邢宇;YE Zheng-Yin;叶正寅
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：抖振是飞机设计中常常遇到的一个技术难题，针对抖振现象产生的机理及其造成的影响,采用SA及DES湍流模型模拟OAT15A超临界翼型跨音速绕流流场,分别从抖振边界和载荷预测两方面来研究其流动特性.首先,应用SA湍流模型分别对不同迎角、不同马赫数进行非定常计算,寻找抖振出现的边界;其次,分别采用SA及DES湍流模型对同一状态抖振流场进行模拟,并与实验值对比,比较二者在载荷强度和载荷频率的预测性能.计算结果表明,抖振边界同激波位置与上翼面最大曲率点的间距密切相关:抖振状态出现在激波位置足够靠近该曲率最大点.SA及DES湍流模型均能捕捉到激波抖振,采用DES湍流模型可以模拟翼型后缘分离流脉动频率,且计算所得激波运动范围相对SA模型更靠前、翼型后缘流动分离更强烈.
2.运输机后体流动风洞试验装置及应用
- Hu Handong;胡汉东;Han Songmei;韩松梅;Wang Yankui;王延奎
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：本文建立了一套新的运输机后体风洞试验装置,可以实现后体物面压力测量、物面油流显示和空间PIV粒子测速,建立了比较系统的研究手段，可以对运输机后体流动特性进行试验观测和测量，并结合典型运输机构型进行了试验验证，为大型军用运输机气动设计提供了技术手段。
3.圆柱涡致振动中的锁频现象机理研究
- 张伟伟;李新涛;全景阁;叶正寅;蒋跃文
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：本文运用线性动力学模型研究了涡致振动中的锁频现象机理,清晰指明了涡致振动的锁频现象主要是由于结构模态和流动模态耦合导致结构模态失稳所致.基于CFD技术,采用系统辨识方法建立绕圆柱流动的非定常气动力降阶模型(Reduced order model,ROM),并耦合结构运动方程和非定常气动力模型建立了基于ROM技术的流固耦合分析模型.通过特征分析方法获得系统的稳定性,发现当结构固有频率靠近或略高于涡脱落频率时,流动模态和结构模态会出现同时失稳的情况,从而导致弹性系统发生类似颤振的失稳现象.这种模态间的耦合颤振是导致涡致振动系统在远离共振区时仍出现大幅振动和锁频现象的根本原因.直接CFD/CSD数值仿真方法验证了线性特征分析方法预测的锁频边界.
4.基于翼型绕流的电磁力控制效率数值研究
- CHEN Yaohui;陈耀慧;ZHANG Hui;张辉;LI Baoming;栗保明;LIU Yixin;刘怡昕
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：电磁力可有效对流体流动进行控制,然而,制约其推广应用的主要瓶颈是控制效率问题,为提高其控制效率,需要对电磁场与物质相互作用的物理机制进行深入的研究,特别是电磁场能量转换方面.基于翼型绕流的电磁力控制,对电磁力的控制效率问题进行数值研究.根据电磁场与弱导电液体相互作用过程中的能量守恒定律,推导电磁力控制所需能耗,利用升力和阻力推导能量的节省量.定义电磁力的控制效率为η=(能量节省)/(电磁力控制所需能耗),分别对不同来流速度及电磁力的控制效率进行研究.发现电磁力控制效率随着来流速度的增加呈指数下降,但电磁力工作时间越长,电磁控制效率就越高;通过增加电磁力激活板的输入能量可增强电磁力的控制效果,但无法明显增加其控制效率.
5.合成射流微扰动对后台阶分离流控制的实验研究
- LI Binbin;李斌斌;JIANG Yubiao;姜裕标;HUANG Yong;黄勇
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：利用合成射流微扰动对二维后台阶分离再附湍流流动进行了主动控制研究,综合应用NI测压、七孔探针、PIV和热线实验测试技术,对合成射流分离流动的控制特性和控制机理进行了分析.结果表明,合成射流控制电压和频率参数对后台阶再附长度具有较大影响,可使再附长度降低2h台阶高度,合成射流控制可有效改善回流区再附长度、雷诺应力和湍动能分布.通过采用热线对合成射流控制时剪切层的动态特性进行分析,发现频率是影响后台阶分离流动控制的重要参数,合适的扰动频率可对后台阶分离剪切层起到放大作用,使得剪切层的基频能量增强,在控制时仅需消耗较小的能量即可实现流动控制的目的.
6.微秒脉冲等离子体控制翼型流动分离数值研究
- 李国强
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：通过求解激励器表面体积力的分布,再将体积力作为源项添加到N-S方程中,对等离子体体积力气动激励作用下边界层流场进行数值计算和分析,进而对微秒脉冲等离子体控制翼型流动分离机理和影响因素进行研究.研究结果表明:(1)微秒脉冲模式等离子体可以产生小尺度诱导漩涡,从而促进主流和边界层的动量交换,从而抑制翼型流动分离.(2)增大脉冲频率,可以更好的抑制尾缘分离涡.(3)在一定电源放电频率和脉冲频率下,随着占空比的增加,注入边界层能量增加,可以促进流动再附,更好地控制流动分离.
7.超临界翼型层流吸气减阻控制数值模拟研究
- SONG Peisi;宋培思;XU Ruifei;许瑞飞;DENG Yiju;邓一菊;ZHANG Tiejun;张铁军
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：减阻是大型飞机发展的基础科学技术问题之一。采用数值模拟方法对某超临界翼型进行了层流吸气减阻控制研究,主要分析了不同吸气控制参数对翼型阻力以及上表面转捩位置的影响规律.数值模拟过程使用翼面上离散的吸气孔模拟吸气系统,采用SST湍流模型耦合基于当地关联的Gamma-Theta模型计算转捩流动.研究表结果明:吸气可以稳定边界层内的平均速度分布,使速度型变得饱满;吸气流动控制能够有效的减小翼型的阻力,延迟转捩的发生;在不同的吸气控制参数下,翼型总的阻力最大可减小9.96％,转捩位置最大后移量可达219mm.该研究结果可为层流减阻控制的应用提供参考.
8.等离子体合成射流及其与超声速主流相互作用过程研究
- Wang Lin;王林;Luo Zhen-bing;罗振兵;Xia Zhi-xun;夏智勋;Zhang Yu;张宇;Zhou Yan;周岩
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：主动流动控制技术是航空航天领域研究的前沿和热点，高效的流动控制系统对于保证飞行器飞行安全性、提高飞行器推进效率和改善飞行器可操控性具有重要意义。对p=13kPa静止环境中的等离子体合成射流和超声速主流条件下的射流流场特性进行了实验研究,分析了不同激励器工作参数对两种情况下射流流场及干扰流场的影响.结果表明等离子体合成射流流场中的前驱激波速度和射流速度峰值分别可以达到约660m/s和520m/s.等离子体合成射流可以对Ma2超声速主流产生有效扰动,所产生的斜激波角度对应的稳态射流最大总压比约为7,射流穿透度对应稳态射流最大动量比约为1.0～1.2.
9.翼型低Re数小攻角非线性非定常层流分离现象研究
- 白鹏;李锋;詹慧玲;黄湛
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：层流分离泡是低速低Re数流动的典型特征,存在强的非定常和非线性效应.其对翼型气动力特性带来的影响突出表现在三个方面:1、升力系数下降,阻力系数增加,升阻比快速下降;2、小攻角气动力系数非线性效应;3、中等到大攻角气动力非线性静态滞回效应.本文在作者针对E387和SD8020翼型层流分离效应开展数值模拟,并提出不同于经典层流分离泡的后缘层流分离泡的研究工作基础上,进一步采用非定常数值模拟和水洞PIV流动显示试验结合的方法,以SD8020翼型为对象,更深入细致的研究了翼型低Re数小攻角时均化及非定常的层流分离流动结构和压力系数分布的非线性流动特性和演化规律.数值模拟和水洞PW试验所获得的时均化和非定常流动结构吻合一致,验证了本文结果的正确性.主要结论简述如下:1、PIV试验验证了所谓低Re数长层流分离泡是一系列大尺度周期性脱落的层流分离涡的时均化结果,并不存在稳定的长层流分离泡;2、试验证明了低Re数对称翼型小攻角范围,确实存在不同于经典长层流分离泡(Long Laminar Separation Bubble)的时均化后缘层流分离泡(Trailing-edge Laminar Separation Bubble),两种层流分离泡的外部形态、内部结构和演化规律存在显著差异.本文详细刻画对比分析了两种层流分离泡的流动结构及其差异;3、数值模拟和水洞试验表明两种时均化层流分离泡(LLSB和TLSB)所对应的非定常分离涡结构和压力系数分布也存在显著差异.正是由于这两类层流分离涡结构之间的演化造成了对称翼型低Re数小攻角升力系数非线性;4、初步分析表明,TLSB对应的非定常分离涡结构在分离点附近基本保持稳定,类似死水区,直至后缘点附近出现类似于卡门涡街的非定常分离.LLSB对应的非定常分离流动则在分离点附近就表现出显著的非定常特征,生成一系列独立,并不断向下游发展、移动、对并、脱落的非定常层流分离涡.由此,造成这两种流动结构之间突变的机理和根源可能在于分离点附近分离区流场的失稳.
10.基于RANS和DES方法的VEF-2构型的漩涡数值模拟研究
- Tang Hailong;唐海龙;Dong Jun;董军
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：现代飞行器的设计中为了更好地提高气动性能和机动特性，已不局限于如何避免流动分离的附着流动的使用，更多的是研究和控制分离流动的应用，本文的研究对象为"第二次国际漩涡流动试验"(VFE-2)中前缘中等钝度的三角翼构型,所使用的流场解算器为气动院开发的大型航空并行计算平台-UNSMB,目前己具备常规的(U)RANS和初步的DES计算能力,其使用格点的杂交网格(hybrid mesh)方法.而本文的核心内容为研究钝前缘三角翼的特殊的双(内、外侧)主涡流动结构和流动分离点的情况;通过定常的RANS计算和基于SA模型的DES计算结果表明,本次计算与试验数据吻合度较好,比较准确地捕捉了三角翼的双主涡结构,以及SA-DES计算可以提高计算精度.
11.钻石型粗糙元诱导高超声速转捩机理的直接数值模拟研究
- Zhu Dehua;朱德华;Yuan xiangjiang;袁湘江;Shen qing;沈清;Chen lin;陈林
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：在高超声速条件下，对于飞行器来讲保持层流状态可以减小阻力并且使动力消耗率降低提高有效载荷。利用直接数值模拟方法细致刻画了钻石型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程.通过与理论及试验结果的定性、定量比较验证了数值方法的正确性与可靠性;并且从拓扑理论角度分析了钻石型粗糙元诱导转捩的机理,研究表明:该转捩过程的发生是由分离区后的主涡和两侧次涡的结构先后失稳与相互作用引起的.而主涡结构失稳是属于底部区域的鞍点-结点-鞍点(SNS)的轨线结构失稳类型,次涡结构失稳则是前缘的鞍点-鞍点(SS)型轨线结构失稳.此外,通过不同类型粗糙元(圆柱、斜坡及钻石型)的对比,揭示了不同类型粗糙元诱导转捩机理的差异,为高超声速流动控制装置设计提供了基础理论支撑.
12.近失速NACA0015翼型主动流动控制的分离涡模拟
- LI Liying;李莉颖;WANG Liang;王亮;FU Song;符松
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：流动分离引起的飞机失速现象一直制约航空领域的发展.目前,数值模拟一般集中在大范围流动分离的情况,而针对中等流动分离的算例较少,比如近失速翼型流场等.本文研究对象为11°攻角下弦长0.35m的NACA0015翼型,雷诺数为1000,000.采用了一种雷诺平均/大涡模拟(RANS/LES)混合方法进行数值计算,比较了Menter SST模式和LLR k-w模式作为基底湍流模式的计算效果.进一步,对脉冲射流和零质量射流两种主动流动控制方法进行研究,射流激励设置在30％弦长处,分析了不同的激励频率和强度.结果表明两种控制方法都可以有效推迟流动分离,改善流场环境.
13.一类新的旋涡流动精确解及其相关数学物理问题
- RAN Zheng;冉政
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：流体力学中的精确解的研究是一个十分重要的研究领域,精确解对于流动问题的基本物理机制有非常重要的指导意义,并可以用以对数值模拟的比较.本文致力于研究基于广义自相似解条件下的一类新的旋涡流动精确解，特别关注的是由此带来的数学物理问题，同时强调这一类新的旋涡流动精确解的可能潜在应用价值。
14.高超声速三维压缩拐角层流分离流场数值模拟
- 王军旗
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：绕过压缩拐角复杂流动现象普遍存在于高超声速飞行器的局部流场中，如进气道、控制舵等。有关研究历经了半个多世纪。本文通过数值方法研究了高超声速流绕过压缩拐角层流分离的三维流动特性.数值方法采用三维N-S方程,按二阶精度Roe格式以及分区结构网格有限体积法进行离散.数值模拟的空间激波结构与实验纹影结果符合较好;在激波边界层干扰区内的三个不同位置上计算压力分布与实验结果进行了比较,获得了实验发现的三维楔侧面存在的低压力区,计算表明最低压力值发生在从楔体侧缘尖端发起的二次涡所掠过的区域.此外,在楔体后端尾流区的低压沿边界层内的亚声速区往上游影响一定的距离.
15.角区三维分离流动拓扑的参数影响及其演化机制
- 张华;胡波;刘尧龙;Muhammad Yamin YOUNIS
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：角区流动包含丰而复杂的三维分离涡流动现象并且广泛存在于航空、航天工程领域以及其他空气动力学和流体力学工程应用中，采用PIV水槽实验以及数值模拟方法研究角区三维层流定常分离流动拓扑结构,揭示了角区存在的一类有别于传统分离概念(分离鞍点)的拓扑结构一附着鞍点结构及其随流动参数演化的规律.实验结果表明,以模型宽度W为特征尺度的雷诺数ReW、以边界层厚度δ为特征尺度的雷诺数Reδ以及模型截面形状(钝度)等参数都会影响角区三维分离流动拓扑在传统的"分离鞍点"和非传统的"附着鞍点"之间演化.理论分析表明,三维分离流动拓扑不仅仅分别取决于鞍点附近表面摩擦力的减小情况(τW→0)或是相邻摩擦力线的汇聚情况(距离n→0),而是取决于二者(nrw)的综合变化趋势,即取决于n和τW的相对变化率(因二者变化趋势相反).构造参数,其正负号可代表nτW的综合变化趋势.若AS＜0意味着nrw将持续减小,流动拓扑体现为常规的分离鞍点结构,若AS＞0意味着nW将持续增加,流动拓扑体现为非常规的附着鞍点结构.数值计算结果验证了上述法则,并且与上述实验结果吻合.
16.非常规翼身组合体模型的非指令运动及其流动机理研究
- DENG Xue-ying;邓学蓥;SHI Wei;石伟
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：本文针对非常规翼身组合体非指令运动及其流动机理的实验研究是在北航D-4风洞中进行的,该研究揭示了非指令运动只有出现在前体绕流呈现为非对称涡的情况,且随着攻角的增加会表现出不同类型的非指令运动.非常规机身的前体非对称涡仅在滚转角φ=0°时表现出它的不确定性,在φ≠0°时,其非对称涡是由φ主控确定的,并表现出很好的确定性.在非常规翼身组合体模型绕流中除存在一对前体非对称涡外,还存在一对非对称的机翼涡,其模型的众多运动特性是依赖于这对机翼涡,其中包括在φ=0°处的运动不稳定性、非指令运动的偏折、偏折摇滚和混沌振荡等.由于该机翼涡将受到α、φ等多参数的影响,流动十分复杂,有些还尚待深入研究.
17.可变形边界上涡量动力学若干理论结果及其应用
- XIE Xilin;谢锡麟;CHEN Yu;陈瑜
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：迄今为止，人们研制的飞行器或者航行器仍主要依靠发动机或者螺旋桨作为推进装置，而飞行器或者航行器主体仍可视作刚体。本文从理论上严格获得了任意可变形壁面上的变形率张量以及涡量法向梯度的新的表达形式.新的表达形式均表现为在原有适用于刚性壁面的表达式上再增加由壁面变形运动完全决定的附加项.新的表现形式既可为含有可变形边界的内外流动的数值方法提供自我检查的依据,又可为深入研究可变形边界上的动力学机制提供理论分析的依据.本文将相关理论结果应用于可变形底面槽道流的数值研究并获得了一些有意义的结果.
18.粘性流动中的K-J升力公式及其物理根源
- WU Jiezhi;吴介之;LIU Tianshu;刘天舒;LIU Luoqin;刘罗勤
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：基于不可压二维定常翼型绕流,本文重构了飞行科学中机翼升力起源这一最基本问题的物理基础.在对相关经典理论做批判性回顾之后,本文尽可能全面地澄清一些关键问题,特别强调粘性在升力与环量产生中的关键作用和涡量的因果性来源.由此得到了关于升力起源的一个统一、简洁和完整的理论框架.
19.跨音速抖振的闭环主动控制研究
- GAO Chuanqiang;高传强;ZHANG Weiwei;张伟伟;YE Zhengyin;叶正寅
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：跨音速抖振引起的脉动载荷会造成飞行器结构疲劳甚至引发飞行事故,所以跨音速抖振抑制研究逐渐成为航空领域的研究热点.本文采用基于S-A湍流模型的非定常雷诺平均方程(URANS)研究了基于闭环主动控制策略的跨音速抖振的抑制效果.首先数值验证了NACA0012翼型的抖振边界及其频率特性,在此基础上,设计了一个基于升力系数反馈的线性控制律:β(f)=λ[C1(τ-Δτ)-C10].在状态M=0.7,α=5.5°下,研究了平衡升力系数C10、增益λ以及延迟时间Δτ等参数对抖振流动控制效果的影响.合适的平衡升力系数可以使跨音速抖振流动收敛到定常状态而不存在静舵偏;延迟时间对控制效果影响较大,在舵偏相角超前升力系数50°时可以获得最优控制.算例表明,该控制率对其他迎角(M=0.7,α=5°)和马赫数(M=0.75,α=3.5°)状态下的跨音速抖振有效果.这种基于升力系数反馈的闭环主动控制方法能够有效抑制跨音速抖振,具有一定的工程应用价值.
20.低速大迎角尾撑系统支架干扰影响研究
- 高娜;卜忱;刘春明
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：为了提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对FL51风洞张线尾撑系统进行了支架干扰数值模拟研究.研究结果表明:张线尾撑装置的大迎角方框对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内"E"型支架对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于20°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量先增大后减小,在侧滑30°时干扰量最大.
21.基于ROM技术的弹性圆柱稳定性分析
- 李新涛;张伟伟;蒋跃文;叶正寅
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：本文基于CFD技术,采用系统辨识方法,建立了亚临界雷诺数下(Re＜47)绕圆柱流动的非定常气动力模型(reduced order model,ROM).并在时域内验证了模型的正确性.耦合结构运动方程和非定常气动力模型,建立了基于ROM技术的弹性支撑圆柱稳定性分析模型.算例分析了亚临界雷诺数下,结构频率、质量比等参数对弹性系统稳定性的影响.研究结果表明,当结构频率趋近流动最不稳定模态频率时,圆柱发生自激振荡,并伴随着周期性旋涡脱落,这种现象最低可在Re～20时出现.在所有失稳状态下都出现了锁频现象,质量比越大,系统失稳的耦合频率越靠近结构的固有频率.基于ROM技术预测的失稳边界与直接CFD/CSD仿真结果吻合,证明了该方法的正确性和精度,而计算效率可提高2个量级左右.
22.前掠翼根部流动分离控制
- ZHANG Bin;张斌;XU Min;徐敏
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：前掠翼飞行器在小迎角范围内气动性能良好,大迎角时存在翼根流动分离问题,使得飞机阻力增大,升阻比下降.通过CFD方法模拟了前掠翼布局的流场结构,分析其根部流动分离出现的机理,在此基础上展开流动分离控制技术研究.采用吸气层流流动控制方法,在机翼上表面设置多条缝道,研究了吸气位置以及吸气量对流动分离的影响.结果表明,针对本研究所用构型,最佳吸气位置位于机翼弦长60％～70％处;来流静压为P∞=89876.3Pa,当缝道处静压小于85000Pa时,流动控制才会起到效果;随着出口静压的降低,流动控制效果不断加强,并趋于稳定.
23.等离子体激励对飞行器纵向气动特性的影响研究
- 孟宣市;李华星;展京霞;李桂生
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：现代新型战斗机通常被要求具有良好的超机动性能，也即大迎角时具有良好的稳定性和足够的操纵力矩，这就要求战斗机在大迎角下具有良好的升力特性和具有足够的低头控制能力。通过应用等离子体激励对静止大气进行诱导,分析其诱导流场特性,用以评估激励器电学及几何设计参数的控制效果.在此基础上,应用介质阻挡放电(Single Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对升力体边条翼鸭式气动布局进行了流动控制实验.分别应用交流(Alternative Current,AC)放电等离子体激励和纳秒脉冲(Nanosecond Pulse,NS)放电等离子体激励进行流动控制.实验中采用六分量天平对模型开/关情况下的气动力进行测量,并给出了升力、阻力和力矩的变化曲线.研究结果表明:(1)AC-和NS-DBD等离子体激励,在合适的激励器布局和实验风速下,等离子体激励有着明显的增升的作用.AC-在低速下对俯仰力矩有明显的控制作用.NS-DBD在小迎角下有明显的减阻效果.(2)AC-DBD等离子体激励还是NS等离子体激励对流场产生影响的效果和机理有所不同,应用NS等离子体激励时的流动控制有效风速要高于使用AC等离子体激励.
24.超声速旋转弹丸气动流场的微楔控制特性
- 马杰;陈志华
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：为了提高旋转弹丸飞行稳定性及命中密集度,本文在原有标准155弹丸基础上,在弹肩前段添加微楔,数值模拟了标准155弹丸与带微楔的155弹丸在不同攻角情况下的流场分布,对比分析了两种弹丸的气动数据,分析了微楔对弹丸稳定性的作用,可为相关旋转弹丸的改进提供指导.
25.等离子体合成射流激励器性能及环境压力影响仿真研究
- 周岩;刘冰;罗振兵;夏智勋;王林
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：对流场进行有效操控具有重要的应用价值，新型流动控制技术的研究对于改善飞行器的气动性能、提高飞行器的安全性和可操作性具有重要意义，目前，主动流动控制技术受到越来越广泛的关注。将火花放电的物理效应等效为气体焦耳加热作用,通过在能量方程中引入能量热源项,进行了单次能量沉积下等离子合成射流的唯象模拟.通过分析等离子体合成射流用于流动控制的机理,提出将等离子体合成射流对外界流场的动能和热能注入分别作为表征射流"冲击效应"和"热效应"的参数,研究表明在单次放电条件下射流建立的自维持振荡过程中,射流动能和热能主要集中于主射流阶段且射流的"热效应"持续时间更长,在一个大气压下激励器总的能量转化效率约为2.3％.分析了环境压力对射流的影响,研究表明在相同热能注入条件下随环境压力的降低射流响应时间缩短且控制能力增强.
26.粗糙元影响湍流边界层近壁区统计特性的实验研究
- 周宁;潘翀;王晋军
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：通过二维粒子图像测速技术研究了在粗糙雷诺数Rek=1003时粗糙元对湍流边界层近壁区流场统计特性的影响.研究发现,在粗糙元扰流产生的流向涡对诱导作用下,由粗糙元阻挡产生的正后方时均流向速度低速区在下游逐渐转变为高速区,流速的转变自下而上发生,且转变位置与法向高度呈线性关系,流向涡抬升角度约为26°.对时均流速、时均流向速度脉动和时均涡量的展向分布进行波谱分析,发现流向涡只存在于近粗糙元的有限流向范围,此后,粗糙元在湍流边界层引入展向分布的规则高低速条带,规则条带可延续至27倍粗糙直径之后.
27.高超声速飞行器体襟翼局部分离流动数值研究
- 石磊;龚安龙;杨云军;周伟江
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：采用全Navier-Stokes方程的CFD(计算流体力学)模拟技术研究了高超声速飞行器体襟翼局部分离流动特性,分析了不同飞行高度、壁面温度、飞行攻角等对流动分离特性的影响.通过研究表明:随着高度增加,壁面附近压力分布发生改变,沿着流向所形成的逆压梯度减小,使得体襟翼与飞行器表面附近的分离区减小;壁面温度增加导致压缩拐角上游的流向速度梯度减小,即壁面粘性力减小,从而使分离区增大;随着攻角增加,压缩拐角内的逆压梯度增大,但上游流向速度梯度增加带来的粘性力增加更为明显,使得流动更不容易发生分离,即分离区减小.
28.圆柱尾迹作用下NACA0012翼型低雷诺数大迎角绕流结构的实验研究
- WU Jun;吴鋆;LI Tian;李天;WANG Jinjun;王晋军
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：通过水槽氢气泡流动显示和PIV测速研究了圆柱尾迹作用下NACA0012在Reynolds数Rec=6500和迎角α=8°时的绕流特性,重点关注圆柱尾迹对翼型升力面流动结构的影响及其物理机制.研究发现,圆柱尾迹能够有效地抑制翼型升力面上的流动分离,圆柱尾迹在升力面近壁区诱导生成一一对应的展向二次涡结构,边界层/剪切层对尾迹中不同频率扰动的感受性取决于圆柱的高度:圆柱高度较低时,高频扰动能够进入边界层影响其流动;圆柱高度较高时,仅有基频扰动能够进入边界层/剪切层.
29.二维与三维高超声速进气道分离流动与转捩的相互影响数值模拟
- SHANG Qing;尚庆;CHEN Lin;陈林;SHEN Qing;沈清;YUAN Xiangjiang;袁湘江
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：为研究分离流动对高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,本文选取了二维与三维双斜面进气道模型,并使用γ-Reθ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着壁温的升高,分离区变大,随着前缘钝度的增加,分离区也变大,与没有转捩发生的情况相比,有转捩发生时,会削弱分离流动的强度,使得分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现出明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩发生,其分离流动被削弱,分离区变小.
30.真实气体效应和流态变化对升力体舵面局部流动分离的影响
- 田浩;叶友达;蒋勤学;何先耀
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：随着时代和技术的进步，高超声速飞行器正由既定路线飞行(如:飞船返回舱、航天飞机、弹道导弹等)向高机动的方向发展。分别采用量热完全气体和平衡气体模型对升力体外形高马赫数低雷诺数条件下的流动进行了数值模拟.研究了不同高度及壁温条件下,真实气体效应及不同流态对升力体舵面偏转引起的局部流动分离的影响.计算结果表明:真实气体效应使分离区明显减小,改变分离/再附激波位置及强度,从而对局部压力及热流分布产生重要影响.随高度增大,真实气体效应对流动分离的影响越显著.壁温对分离区影响较大,随壁温升高,分离区增大.流态变化对流动分离影响很大.
31.摆振旗帜抑制细长体侧向力的机理分析
- Zhai Jian;翟建;Zhang Weiwei;张伟伟;Wang Huanling;王焕玲;Ye Zhengyin;叶正寅
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：现代战斗机、导弹等飞行器在做大攻角机动时，背风区会产生复杂的非对称多涡系流动，导致一个几乎与升力同量级的侧向力。通过数值方法研究了摆振旗帜对细长体侧向力的抑制效果及其机理.选用半项角为10°的细长体为计算模型,在顶端前方安置微型三角旗帜,使其绕体轴左右摆动.研究结果表明通过数值方法模拟无摆振旗帜控制模型得到的压力分布结果与实验结果吻合很好.在恰当的旗帜摆振方式激励下,细长体侧向力的时均值可以减小到近似为0,但非对称背涡并未转变为定常对称漩涡,而是左右涡核呈近似螺旋状运动.螺旋线的中心线关于纵向平面对称,左右涡核运动相差180度相角.同时,由于每个瞬时截面侧向力沿轴向呈近似蛇形分布,故瞬时圆锥段侧向力也较小.在频率25Hz、振幅30°的摆振模式下,侧向力系数均值和摆动幅值分别为0.015和0.225,较无摆振旗帜控制状态分别减小了98.9％和84％.
32.高超声速层流分离流动模拟影响因素分析
- 陈政;倪招勇;王军旗
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：表面凸起物普遍存在于高超声速飞行器，例如翼、舵等。通过数值模拟压缩拐角诱导的高超声速层流分离流动,结合相关实验数据,分析了多种格式、限制器和网格组合对层流分离流场特征的影响.结果表明:高超声速层流分离对数值方法产生的数值粘性非常敏感,压力分布和分离区大小强烈依赖数值方法和网格分辨率.其中,限制器的选择对数值模拟结果具有关键性作用,限制器耗散性较小,在一般网格密度下即能较好地给出流场的预测结果;修正型Steger-Warming格式所表现的性能优于传统的Roe格式:随着网格加密,各数值方法所得分离区大小趋近于实验值,但对于耗散性小的格式和限制器组合,在密网格状态下,容易出现非物理振荡等不稳定现象,计算难以收敛.
33.非定常分离与起动流中翼型环量的形成机理
- 朱金阳;邹舒帆;吴介之
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：采用基于涡量表述的算法,对绕6度攻角NACA0012翼型的起动流进行了数值模拟.以欧拉描述和拉格朗日描述相结合的方式考察了这一非定常的流动现象,并且通过对边界上流体动力学因果性关系的分析,阐明了粘性流动中翼型环量形成的物理机理.此外,还给出了无粘流中库塔条件的不同表述是如何在粘流中实现的.
34.亚声速边界层中声波的'闭环反馈'机制'音调噪声'现象
- DONG Ming;董明;WU Xuesong;吴雪松
- 《第十五届全国分离流、漩涡和流动控制会议》 | 2014年
摘要：低雷诺数亚声速的机翼实验发现,在远场噪声的功率谱中存在离散的尖峰,这被称为音调噪声(Tonal noise)现象.但目前对其产生机制缺乏定量描述,因而很多实验现象无法被合理解释.本文设计了一个简化的模型,在一个半无限宽平半晌放置两个独立的粗糙元,其作用分别是声波辐射源和T-S波发生器.基于局部散射理论框架,本文分别计算了声波辐射问题及感受性问题,并定量地描述了"闭环反馈"机制.研究发现,这个共振系统在相位匹配的条件下工作,并且整体的稳定性特性决定是否能观测到音调噪声,以及能观测到多少音调噪声.至此,实验与DNS中所发现的各种现象可统一地被"闭环反馈"机制解释.