摘要：发展工程实用的转捩预测方法对于超声速民机层流减阻设计具有重要的意义。传统针对亚跨声速层流机翼设计的转捩预测方法仅考虑了二维Tollmien-Schlichting(TS)波和横流驻波诱导的转捩,无法满足超声速机翼边界层考虑三维TS斜波和横流行波的转捩预测需要。本文改进了双N因子扰动放大因子积分策略,提出了一种适用于超声速层流机翼设计的eN方法。该方法采用固定波角和固定频率方法来寻找不稳定TS斜波和CF行波扰动,再通过固定展向波数/固定频率方法或包络线方法计算其扰动放大因子,实现了考虑TS斜波和CF行波的转捩自动判断。进一步将该方法和雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)求解器结合,发展了耦合eN转捩预测的超声速机翼RANS方程数值模拟方法。针对来流马赫数2.0、后掠角65°的NASA超声速试验机翼,开展了边界层稳定性分析。结果表明,在不同雷诺数下计算得到的横流行波与驻波的扰动放大因子均与文献结果基本吻合,验证了本文方法的正确性。此外,还将本文方法应用于来流马赫数2.0、雷诺数1.39×107、后掠角60°的无限翼展层流机翼初步设计。为了抑制超声速大后掠机翼边界层横流不稳定性,分析并提出了一种使流动在机翼前缘迅速加速、继而维持微弱压力梯度的理想压力分布。经数值模拟评估,设计机翼上表面接近为全层流,验证了本文方法对于超声速民机层流机翼设计的适用性。

摘要：基于直流吸盘式电磁铁在通电状态下能够产生强劲吸附力及其磁性在周期性输入信号的作用下将会改变的原理,设计一种由空腔部件、连接部件和电磁部件组成的电磁合成射流激励器。采用TSI-IFA300恒温式热线风速仪和X型探针测量激励器的射流性能,研究激励器输入信号幅值和频率的影响,测量结果显示激励器在合适激励参数下能够产生平均最大吹气速度达到30 m/s以上的稳定合成射流。然后,在后台阶上游1/2台阶高度站位的下壁面,沿风洞展向以台阶高度为间距对称分布了9个激励器,并分别测量它们的射流性能。在此基础上选择展向平均射流的最佳激励频率开展了台阶高度雷诺数为42 993的后台阶分离剪切层流动控制研究,试验结果表明激励流动剪切层内的平均速度和雷诺应力增加。

摘要：阵风响应分析是大型民用飞机设计必不可少的工作.利用操纵面的主动偏转实现机翼阵风减缓是未来民用飞行器的一个关键技术.基于CFD/CSD耦合的气动弹性仿真方法,将阵风视为输入,翼根弯矩作为输出,通过系统辨识方法建立跨音速阵风响应的状态空间分析模型.而后将副翼作动位移视为系统输入,建立副翼作动对应的机翼响应分析模型.耦合上述2个模型,通过最优控制方法设计副翼偏转的控制律,实现跨音速机翼的阵风响应减缓.通过设计状态观测器得到最优控制反馈所需的状态量.通过数值算例验证了所设计的阵风减缓控制律的育效性,能将翼根弯矩减少60%～80%.

摘要：为解决传统网格处理方法不能满足复杂外形在大设计空间内进行优化时对网格质量的要求的问题,提出了一种并行多块动网格方法,该方法基于初始外形的多块结构网格,根据优化过程中个体外形与初始外形拓扑结构相近的特性,利用体样条插值方法来拟合多块结构网格各块顶点的位移,得到几何外形变化后的拓扑结构,再利用无限插值方法并行地移动初始外形多块结构网格的边、面和块内的网格点,进行光顺处理后得到变形后几何外形的空间网格;该方法在保证网格质量的同时,可以极大地提高网格生成效率,本文以某翼身组合体为例结果表明,该方法在大设计空间的复杂外形设计问题中具有很强的实用性。

摘要：受鸟类翼面覆羽结构特点的启发,在前期仿生流动控制工作基础上,本文设计了不同厚度的柔性锯齿型人工覆羽,将其分别安装于NACA0018平直机翼上翼面不同弦长位置,通过实验考察大迎角条件下流动分离控制效果。实验在天津大学低湍流度风洞进行,采用坐标架对机翼尾流区进行扫掠测量,使用热线风速仪获取尾流区的平均速度和脉动速度信息,并使用高速相机拍摄人工覆羽的运动情况。通过平均速度分布、脉动速度均方根曲线、功率谱密度、小波能谱和小波等值云图等对不同厚度覆羽的流动分离控制效果进行对比分析。实验结果表明,对于小厚度覆羽:安装在机翼前缘附近时,能有效减小前缘剪切层和机翼上表面之间的距离,这是由于覆羽自适应振动促进了低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构的转化;安装在机翼尾缘附近时,机翼周围流场无明显变化。相反,对于大厚度覆羽,覆羽阻碍分离回流区沿机翼表面向前缘发展,在靠近机翼尾缘时,流动分离控制效果较好。此外,本文还结合粒子图像测速技术绘制了覆羽的运动情况和周围流场流动示意图,验证了不同工况下人工覆羽的流动分离控制效果,对比分析了不同厚度覆羽实现流动分离控制的机理。

摘要：标定系统温度控制加热管路可能存在加热的不对称性或不均匀性,从而导致上下壁面存在温度差,这个温度差可能诱发密闭室空气的扰动流动。而密闭室作为热线探头标定时运动的空间,其中的空气必须在探头起动前处于静止状态,否则,如果出现不期望的干扰流动,将会影响标定的精度。本文通过求解Navier-Stokes方程对上下壁面存在温度差的密闭室流场进行数值模拟,考察温度差诱发的扰动速度场及其对标定的影响,同时用实验方法借助悬挂丝线的摆动观察壁面温度差引起的诱导流动。温度差诱发都出现在密闭室壁面附近一个薄层内,且其量值小于设计指标要求的误差限,在其余的区域,也就是热线运动的区域,诱导的扰动速度都比设计指标要求的速度误差上限小一个量级,因此不影响标定精度;实验观察也证实,在密闭室上下壁存在温度差的情形下,肉眼观察不到丝线的摆动,说明扰动流动即使有,量值也很小,不影响标定精度。

摘要：极低风速标定装置的研制是热线风速仪能准确测量极低风速流动的基本前提和保障。标定装置密闭室作为热线探头运动的空间,流场扰动衰减归静特性是标定装置设计的关键技术问题。本文基于运动重叠网格技术,对这一问题进行了数值模拟。令支杆在密闭室以恒定速度运动至接近前方端壁时突然停止运动,由此建立起扰动流动的初始流场;后续计算就是对扰动流场的非定常衰减过程的计算。为了验证数值计算结果,建立了小型密闭腔实验装置,用一根蚕丝的摆动来表征空气的扰动运动,对流场扰动进行实验观察。实验结果与数值结果接近,二者都与文献结果接近,证明数值模拟和实验是可信的。综合CFD模拟、实验结果和文献结果,可将标定系统密闭室的流场扰动衰减归静时间确定为12min~15min。

摘要：高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。

摘要：计算流体力学(CFD)方法不仅仅起到数值模拟的作用,它本身是一个复杂的非线性系统。在流动稳定性分析、气动弹性分析、优化设计以及流动控制等领域,从系统的角度出发,对CFD数学模型线性化后,可以对模型的系统矩阵进行定量分析获得更多的系统特性。但是CFD数学模型往往非常复杂且阶数很高,因此其线性化系统矩阵的获得比较困难。鉴于此,采用人工编程和自动微分相结合,构造有限体积法并行CFD模型的线性化系统矩阵。其中自动微分只被用来得到每个界面通量的局部雅可比矩阵,而采用人工编程方法来实现并行环境下的稀疏雅可比矩阵的组装。线性化系统的并行求解采用了块雅可比预处理的广义最小残量法,每个并行进程内部则采用零填充不完全LU分解预处理。为了验证这种线性化方法,上述方法被用于:1NACA 0012翼型的非定常绕流线性系统构造与求解;2NACA 0012翼型稳态流动的伴随方程构造与求解;3AGARD wing 445.6机翼颤振问题降阶建模。上述三个算例的结果与CFD模拟的吻合一致。

摘要：设计制作了两种布局形式的压电式合成射流致动器,采用热线风速仪在静止环境下对长方形喷口的速度场进行了测量,结果表明致动器喷口法向喷出最大速度可达到21.32 m/s.开展了基于合成射流技术的翼型分离流动主动控制实验,致动器采用倾斜喷出时速度为10 m/s量级,有效推迟了翼型表面流动的分离,改善了翼型的失速特性,最大升力系数提高11.36%,失速迎角增加3°.与此同时发现动量系数达到10-3量级时分离流动主动控制效果显著,动量系数小于10-4量级分离流动控制将几乎没有效果.