伴随着飞行器飞行速度的不断增加,高速光学头罩技术具有极大的应用潜力和前景.只是,高速光学头罩在大气层中飞行,受到气动光学效应的影响,成像目标会出现畸变、抖动、模糊和能量衰减,影响成像精度.通过对数十年来高速光学头罩流体力学和气动光学效应的总结和梳理,初步构建了高速光学头罩气动光学效应相似准则模型.归纳了气动光学效应抑制的主要技术路线以及目前已经开展的一些工作.最后总结和讨论了高速光学头罩气动光学效应关键技术难点及未来的发展趋势,可为今后的气动光学效应研究提供一些参考和帮助.

有效抑制压气机叶片表面的分离是提高压气机效率和稳定裕度的重要手段。在前人研究的基础上详细分析了绊线形状(椭圆形、圆形、三角形)对压气机流动分离控制的影响。研究结果表明:不同绊线形状对压气机的流动控制效果不尽相同。在不同攻角下,在分离点位置添加椭圆形绊线使得压气机在整个工况范围内损失都较低,在正攻角范围内使得压气机总压损失至少降低18%,而圆弧形和三角形绊线则控制效果不佳。说明选择合适的绊线形状对压气机流动控制具有重要意义。

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。

利用大涡模拟(LES)方法研究了顶部定常狭缝吸气对正方形截面有限长柱体的气动力与绕流特性的影响规律。对比了吸气系数Q=0、1、3时的气动力特性及绕流情况,尤其是自由端附近的流动结构。Q=U/U∞,其中U为吸气狭缝入口风速,U∞为自由来流速度。研究发现,顶部定常吸气可以有效地抑制三维柱体气动力,且Q=1时抑制效果最为显著,相对于无控制工况,时均阻力C D、脉动阻力C′D和脉动升力C′L分别减少了3.92%、19.08%和40.88%。在Q=1时,柱体自由端负压和压力脉动最为显著,有利于柱体两侧形成上升流;顶面压力脉动最强有利于自由端剪切流与尾流间的动量交换,可以有效地抑制柱体展向涡脱落,减小柱体气动力;同时柱体顶面流动出现再附分离现象;而在Q=3时柱体顶面大部分区域流动分离被完全抑制。

脉冲吹气消耗的气源少,控制效果更好,在无操纵面飞行器上有使用价值。本文对带有吹气装置的机翼模型进行了风洞测力试验,开展了脉冲吹气的增升、滚转控制效果研究,以及吹气脉冲频率、占空比等参数对翼型升力、滚转力矩的影响规律研究。结果表明,环量控制机翼在脉冲吹气情况下能够产生和定常吹气相当的增升效果,在占空比为0.8时,不同频率下脉冲吹气产生的升力系数和定常吹气时基本一致。同时,脉冲吹气能够产生飞行所需的滚转力矩,在占空比为0.8时,环量控制装置产生的滚转力矩最大。

随着机器学习方法的不断发展,形成了各类算法,已有学者将其应用于流体机械的流动计算、流动控制以及优化设计。以深度学习为代表的机器学习方法具有强大的归纳学习能力,能够自主进行特征学习,不仅可以直接利用实验和数值模拟数据,从中挖掘出潜在的流场信息,更可以在优化设计过程中实现自适应的设计参数探索,以实现快速、鲁棒、全局且高效的优化,因此可以作为一种全新的流体机械优化设计方法。本文概述了流体机械气动优化的现状、机器学习方法的研究现状、机器学习在流动计算、流动控制以及流体机械优化设计中的应用现状,并指出了深度学习在流体机械优化设计上的应用前景。

文章通过数值模拟方法研究了不同相对厚度的前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响,并揭示了前缘缝翼相对厚度对流动控制产生影响的机理。研究结果表明:在大攻角下,空气流经过前缘缝翼会在其尾部产生涡旋,尾缘涡旋的形成有助于抑制S809翼型流动分离,进而改善翼型绕流场;不同相对厚度的前缘缝翼产生尾缘涡旋不同的流动轨迹,对翼型的流动控制作用效果不同;相同条件下,前缘安装最大相对厚度为35%的前缘缝翼能够将S809翼型最大升力系数提升至1.25,失速攻角推迟至17.21°;安装最大相对厚度为14%的前缘缝翼,能够使S809翼型最大升力系数提升至1.53,并使翼型在攻角为20.16°时仍未发生失速。

本文根据轴流式风机内部流动控制方程,进行了流型优化分析,提出了以K值为控制变量的最佳控制旋涡与流型的计算方法,给出了流动图形与计算结果。试验风机包括五种不同K值的叶轮。其系列产品已被推广与应用。文中评价了这些新型轴流式风机的理论分析与试验研究结果。

通过数值求解三维粘性雷诺时均Navier-Stokes方程,详细研究了非设计工况下不同抽吸位置、抽吸流量和抽吸孔数目对跨音速压气机转子性能的影响,揭示了抽吸流与流动分离和激波结构的相互关系。研究结果表明：合理的抽吸能够有效控制激波的发生位置,改变流道中激波结构,延迟由于激波造成的流动分离。抽吸流量直接决定了压气机转子的性能,抽吸作用使得附面层内低能流体被移除,主流更加贴近叶片表面,从而增加了吸力面附近流体的动能,提高了流道内的通流能力,同时也能有效消除分离区内复杂的旋涡结构。

采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明：相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角（α〈12°）工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角（α〉12°）时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。