涡旋的提取和跟踪算法研究

提出了基于特征流场概念的平面时变流场多涡结构中涡旋的自动提取及跟踪算法研究。该算法是通过提取流场中的涡旋区域从而确定涡核范围。对涡核采用流线积分的方法来跟踪。精密跟踪三维特征流场内涡核以及在被积流线上记录其具体的演化路径,从而为流场中不同时段的演变过程能更直观的去观察奠定了基础。     

自由旋流冷态流场中涡旋破碎泡的大涡模拟

采用大涡模拟方法(LES)模拟了悉尼旋流燃烧器的中等旋流数算例(N29S054和N29S045)的冷态流场,研究了涡旋破碎泡(下游二次回流区)的不稳定模式.LES结果得到的统计矩总体上与实验值符合得较好.研究发现:涡旋破碎泡没有螺旋形结构,其周围也没有出现螺旋形状的进动涡核,表明涡旋破碎泡没有典型的进动特征;瞬时速度分布显示了涡旋破碎泡存在着周期性的收缩/崩塌与膨胀的现象;功率谱的特征峰证实了涡旋破碎泡存在着周期性运动.     

Taylor-Couette波状涡的周期性特征研究

采用大涡模拟(LES)方法对Taylor-Couette涡流场进行瞬态数值模拟,研究了波状涡流场中不同旋转雷诺数下环隙子午面上涡流场特征随时间的变化情况,分析了波状涡流场的周期性变化规律．结果表明：Taylor-Couette波状涡流场内的涡旋大小、形态及涡心位置存在周期性变化规律,相邻涡旋的形态与特征呈现相反的变化趋势;涡旋、涡核的变化周期几乎完全相同,当转速为20 r/min时,涡旋和涡核的周期变化时间分别为6.80 s和6.83 s,当转速为40 r/min时,涡旋和涡核的周期变化时间分别为1.49 s和1.50 s,但涡核的变化趋势在周期变化过程中处于主导地位;随着旋转雷诺数的增大,波状涡的变化周期逐渐减小,说明周期的数值变化一定程度上可以反映并衡量Taylor-Couette涡流场形态的转变过程．     

越南东部海域一个气旋涡的特征分析

为探究越南东部海域中尺度涡的表层特征和垂向结构,基于卫星高度计资料,采用涡旋自动识别方法对该区域一个中尺度涡的演变和移动特征进行分析,同时结合走航调查资料对该涡旋的垂直结构进行了分析。结果表明:该涡旋总体向西北方向移动,其速度不具有一阶斜压罗斯贝波的传播特性;涡旋会造成其内部温度和盐度等值线的抬升,并引起涡内温盐异常,在25~75m深度分别存在温度负异常的"冷核"结构和盐度正异常的"高盐核"结构;与气候态相比,涡旋内部温跃层深度变浅,厚度变小,强度变大;涡旋对上混合层的影响很小,没有造成明显的温盐异常;基于实测流场与由温盐诊断的斜压流场的共同数据可知,涡旋内部流场呈明显气旋式环流,涡中心流速接近0,边缘附近流速最大。     

淹没条件下水射流涡旋特性大涡模拟及实验研究

采用大涡模拟方法对淹没条件下水射流的涡量场进行数值模拟,分析流场中涡旋的产生与扩散机制,并通过相同条件下粒子图像测速仪测量射流的涡量场,对模拟结果和方法进行验证。模拟研究泵压和围压对淹没射流涡旋特性的影响。结果表明:在射流流场中,由喷嘴出口产生一系列涡量集中的点涡旋,随着射流的前进涡旋逐渐扩散,卷吸周围介质并传递能量,卷吸范围逐渐扩大,而卷吸能力沿射流轴向呈指数衰减;随着泵压升高,整个流场中涡旋的涡量值明显增大,涡旋扩散长度直线上升;围压对涡量基本没有影响,围压的增加会使涡旋扩散区长度直线下降,减小卷吸作用范围。     

中尺度涡冷暖特征的理论推导

为了从理论上解释中尺度涡旋冷暖性质与涡旋旋转方向的关系,分析了涡旋的几何特征,并依据这些特征做了如下假设:中尺度涡具有对称的几何形态,涡旋中海洋要素沿径向具有线性变化的特征。从原始方程组出发,利用柱坐标系和上述假设条件,略去耗散力,不考虑涡旋切向的变化,并且忽略径向的速度,推导了中尺度涡的冷暖特征,解释了气旋式中尺度涡对应冷涡以及反气旋式中尺度涡对应暖涡等涡旋的运动特点。结果表明,中心对称形式可以作为对中尺度涡的几何特征的一个理想形态近似,在考虑上述假设条件的理想环境下,柱坐标系在研究中尺度涡的几何性质上具有一定的优势。     

绕水翼空化流场旋涡特性分析

为了深入了解绕水翼空化流动机理,利用数字式粒子图像测速(DPIV)系统,并辅以高速摄像机,对绕水翼流动进行了观测. 观测结果表明: 空化的发展对整个流场的涡量变化起决定作用. 无论在空化还是无空化流场中,涡量主要集中在自水翼前后缘开始的剪切层所在区域,并形成涡带,且上下涡旋向相反;随着空化数的降低,空化区域的流场混合得更为均匀,从而使涡量的峰值逐渐减小;上下涡带逐渐靠拢,并向后延伸、拉直,同时下涡带的起始位置向后推移.     

叉排玻璃球(20mm)多孔介质内流态特征的实验研究

利用叉排20 mm玻璃球床、折射率匹配技术、PIV技术截取流场中心图进行实验。用Tecplot软件得出Re=4.7至Re=857.8的流场、流线和等涡量线图。根据流场、流线及等涡量线的密集程度判断:流场在Re=4.7时,流动缓慢,从Re=23.3至Re=128.4,流动强度递增,形成四边形涡波区域,Re=128.4至Re=285.9流动逐渐增强;Re=285.9至Re=857.8,流动稳定;流线在Re=4.7至Re=81.7时,流线流动缓慢递增,在Re=128.4至Re=245.1,流线流动逐渐增强,形成海螺状图形,Re=326.8以后流动稳定;本实验结果对一般流动流态和多孔介质内流态演变研究都有促进作用,为流动区域划分研究起了重要参考作用。     

定常与脉冲涡旋射流下矩形扩压器流动分离控制研究

为了研究涡旋射流控制流动分离的物理机理,基于大涡模拟方法对涡旋射流控制下的矩形扩压器流场和射流流向涡结构的生成、发展等动力学演化过程进行了数值研究.结果表明:射流产生的流向涡将主流高动量气流带入分离区,增加了边界层内气流流动方向的动量,使流动分离得到了抑制.射流流场的涡结构主要由射流剪切层涡、马蹄涡、尾涡组成,由于速度梯度大小的变化,使得射流剪切层涡系的结构随着时间推移从涡卷演化为涡环.对于脉冲射流,在低频脉冲下,射流产生的流向涡呈涡卷结构,流动控制效果明显.在高频脉冲下,射流剪切层涡演变成间歇涡环结构,流动控制效果减弱.通过对比脉冲频率和占空比对流动控制的影响发现,占空比为0.5、频率为20Hz的脉冲射流具有较好的流动控制效果.     

整体涡旋流畸变下的压气机失速机理分析

为了研究跨声速压气机在整体涡旋流畸变下的失速机理,采用数值仿真方法对Stage35进行了整级数值模拟,研究了叶片通道流场中触发压气机失速的关键因素,分析了不同转速下,叶顶泄漏涡和径向涡在旋流畸变条件下的变化情况。结果表明:同向整体涡能抑制叶背流动分离,使径向涡体积减小,叶顶泄漏涡减弱,叶顶通道堵塞程度减小,压气机稳定裕度增大;出现反向整体涡时,叶背气流分离加剧,径向涡体积扩大,低转速下,泄漏涡增强,堵塞区面积增大,高转速下,泄漏涡变化不大,但径向涡体积扩大引起流体向叶尖堆积,形成大面积的吸力面尾缘低速区,更容易导致压气机失稳。     

柱状旋流分离器旋转涡核边界分布特性

采用微分雷诺应力模型对柱状旋流分离器气体单相流场中的旋转涡核边界分布特性进行数值模拟,阐述涡核的衰减形态,考察升气管直径、入口面积以及筒体长度变化对旋转涡核边界分布的影响。结果表明:零轴速包络边界与旋转涡核边界分属不同面,二者分布于升气管投影面的两侧;旋转涡核在分离器中的自然终止形态是涡核尾端弯曲终止于壁面,并沿壁面做圆周运动;涡核边界宽度随升气管直径的减小、入口面积的增大而减小;当筒体较短时,在较大跨度的升气管直径分布内,涡核边界沿轴向近似成柱状分布。筒体长度增加会使切向速度沿轴向产生衰减,涡核边界在升气管入口区域向外扩张,沿轴向向下逐渐收缩。     

翼尖涡多阶段演化过程及其对气动力的影响

针对高雷诺数和中等马赫数下翼尖涡的近场演化问题,以NACA0012机翼为对象,采用大涡模拟方法,研究了三组不同的马赫数(0.3、0.45、0.6)和雷诺数(5×10~5、1×10~6、2×10~6)下翼尖涡中主涡和次级涡的演化特性以及其对机翼气动力的影响。研究发现,根据主涡和次级涡特性可将翼尖涡近场演化过程分为三阶段:在第一阶段中二者独立生长,主涡涡核处涡量先增后减,次级涡涡核处涡量和流向速度显著变化;在第二阶段中次级涡运动至机翼上表面与主涡相互作用融合,二者涡核处涡量变化分别趋于平缓并最终相同;在第三阶段中主涡与次级涡融合后的共转涡和新生成的二次融合涡离开机翼进入尾迹。马赫数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量及"扭结"现象,但不影响主涡和次级涡涡核处流向速度和融合位置;雷诺数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量、主涡涡核处无量纲流向速度以及"扭结"现象,但不影响次级涡涡核处流向速度和融合位置。在整个翼尖涡近场演化过程中,与第一阶段相比,第二阶段通过显著改变机翼上表面压力分布,诱导出强烈的下洗现象,主导影响着机翼的气动力,此外翼尖涡能抑制翼尖附近上表面流动分离,在一定程度上减轻其对气动力的不利影响。     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

考虑旋转和曲率修正的螺旋桨梢涡流场模拟

应用显式代数雷诺应力湍流模型对螺旋桨尾流中梢涡流场分布进行了数值研究,为了避免过高地预报梢涡涡核内湍流黏性耗散,对湍流模型进行了旋转和曲率修正．应用全六面体网格对螺旋桨计算域进行网格划分,为了避免数值离散误差,对梢涡区域进行了网格加密处理．计算结果表明：提出的尾流中梢涡流场分布数值模拟方法能够准确预报螺旋桨梢涡流场的分布及涡核位置,并准确反映了梢涡形成和发展过程中梢涡内主涡和次涡的关系,与实验测量结果基本一致．     

三维水翼初始梢涡空泡数的尺度效应

针对梢涡流场和初始梢涡空泡数的尺度效应问题,利用大涡模拟(LES)湍流模型对三维水翼的梢涡流场流速进行模拟计算;为减少误差,对梢涡流域网格进行了局部加密处理,对未发生空化时梢涡内的轴向速度和切向速度进行计算.结果表明,LES湍流模型的流场流速计算结果与实验值吻合较好.同时,介绍了经典初始梢涡空泡数尺度效应公式的推导过程,并利用数值计算的速度环量和涡核半径修正尺度效应公式.     

涡街流量传感器在二维和三维流场中特性之比较

涡街流量传感器中的涡街现象存在于三维管道中,其信号特性表现出与二维情况较大的差异．研究这种差异对于涡街流量传感器的设计以及三维建模具有十分重要的意义．通过在近似二维流场（水槽中）以及三维流场（管道中）的实验,发现管道中的涡街频率比水槽中高出至少1倍,且最强信号出现的位置比水槽中更靠近旋涡发生体,由此引发了对二维、三维涡街流场特征的研究．通过数值仿真,揭示了造成差异的原因是管壁的约束作用以及涡管的扭曲,同时对涡街流场的速度分布等特征进行了分析．     

旋风分离器排气管内气相流场的数值模拟

采用雷诺应力模型对直切式旋风分离器内气相流动的三维流场进行数值模拟,分析了排气管内的气相流场特点及排气管直径对气相流场的影响.结果表明:排气管内气流旋转强度较高,轴向速度呈强剪切流特征,并且存在回流区,这些都是造成能量损失的重要原因;减小排气管直径可以抑制短路流量,使旋风分离器整个空间内的切向速度增大,有利于颗粒分离,但同时压降增大.     

基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算

为了实现对飞机尾涡的有效检测,提高机场跑道利用率,减少飞机延误,本文以尾涡物理模型为基础,分析尾涡的环量和径向速度分布规律,并结合尾涡的下沉及消散模型,提出一种基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算方法,即利用激光雷达回波数据提取尾涡流场的速度包络,解算出尾涡径向速度分布,并根据其反演出涡核位置及尾涡环量。采用仿真的动态尾涡流场激光雷达探测回波数据进行算例分析,验证了该方法的有效性。     

旋流快分器内气相流场的实验与数值模拟研究

用智能型五孔探针对催化裂化沉降器带筒状物的旋流快分系统(在旋流头上插入了一个筒状物)内的气体流场进行了测试。应用CFX软件,采用应力输运方程模型对系统内气相流场进行了三维数值模拟,以考察适合该旋流快分系统内流场模拟的湍流模型。结果表明,模拟结果与实验数据吻合较好,应力输运方程模型适用于带筒状物的旋流快分器内三维流场的数值模拟。系统内流场为三维湍流场,内插一个筒状物后,消除了旋流头喷出口附近的短路流,更有利于提高旋流快分器的分离效率,但在内插筒状物的底部附近还存在短路流现象。     

改进的格子涡方法及其在混合层模拟中的应用

在格子涡方法中 ,用网格节点处的流场速度通过插值确定离散涡元速度时 ,往往会导致很大误差 ,为此 ,给出了一种改进的格子涡方法。在该方法中 ,每个时间步开始时 ,离散涡元被置于网格节点上 ,它们以网格节点处的流场速度运动 ,而在该时间步结束时 ,将偏离网格节点位置的离散涡元用涡量再分配的方法重新置于网格节点上 ,这样离散涡元总是以网格节点处的流场速度运动 ,避免了插值及其所导致的误差。对混合层流动的模拟结果表明对格子涡方法的改进是成功的。