底部加热长方体腔内空气自然对流的稳定结构及三维特性的研究

采用具有QUICK差分格式的SIMPLE算法对底部加热长方体腔内空气的自然对流进行了实验研究和数值计算.1）当四周壁面绝热时,腔内流体形成平行于短轴方向的多个长条状涡卷,而平行于长轴方向没有形成涡卷.当Rayleigh数较小时,腔内流动表现出明显的二维特性,沿短轴各个截面的涡卷流动基本一致,三维模型平行于短轴的各截面平均Nusselt数除了边壁处差别较大,中间大部分区域均与二维模型平均Nusselt数比较接近,腔内的空气流动在长轴方向除了边壁附近差别较大,中间大部分区域均呈现明显的二维特性,二维与三维模型计算结果一致,且与实验结果吻合.随着Rayleigh数的增加,涡卷数量与形状都会发生改变,在腔内出现多边形的涡卷,腔内的流动表现出明显的三维特性,此时采用三维模型才能取得与实验一致的计算结果.2）侧壁绝热或者传热量较小时,长高比为16时,三维模型计算得到与实验一致的结果,形成平行于短轴的10个长条状涡卷.当侧壁面有传热时,方腔内流动形成了平行于长轴方向的涡卷,并且热流方向相反时涡卷的旋转方向也相反.3）底部加热长方体腔内空气的自然对流换热,低Rayleigh数时流动和换热处于稳态,当Rayleigh数超过某一临界值时,流动和换热就会发生非线性振荡.随着Rayleigh数的增加,流动的情况基本分成四个区域：稳定区域、单倍周期区域、多倍周期区域和混沌区域.     

等离子体气动激励近壁区密度场的时空演化特性

选用介质阻挡等离子体激励模型,通过高速纹影技术,研究静止大气下等离子体气动激励近壁区密度场的时序特征和空间结构,结果表明:诱导涡的启动、发展直至消散是一个非定常的启动过程,当体积力和大气阻尼达到平衡后,诱导涡停止加速,传播速度达到最大值;在脉冲放电模式下,流动以间歇脉冲的方式传播,连续放电模式无法产生封闭的诱导涡,流动呈紊流状;载波电压和占空比是影响诱导涡起始位置和最大速度的关键参数,随着占空比的增大,诱导涡的起始位置推后,诱导涡的最大速度与电压正相关,最大速度的位置随着电压的升高而后移;脉冲频率是决定诱导涡生成频率的主导因素,诱导涡的生成频率与脉冲频率严格保持一致;脉冲放电导致的速度阶跃变化是诱导涡的形成机制,激励器放电和空置的切换瞬间是涡核开始生长的时刻,占空比决定诱导涡的空间结构和推进模式.     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素，因此，准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上，建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法，通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算，对计算方法进行了验证．在此基础上，综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术，结合模态空间下结构动力学方程，建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台，对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明，不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率，相比较雷诺平均Navier-Stokes方程，MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构；与颤振明显的区别，各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导，一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合，使结构产生加速度，承受较大的惯性力载荷冲击，是引起结构疲劳的主要因素，验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

融合体型机身大攻角流动结构及特性研究

针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论：融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.     

非定常等离子激励器诱导平板边界层的流动结构

采用唯象模型模拟DBD等离子激励器,通过求解Navier-Stokes方程研究了等离子非定常激励与平板边界层的相互作用.分别考察了激励强度、激励波形和激励频率对非定常等离子体激励诱导流场结构的影响.结果表明,非定常等离子激励使边界层内形成系列涡对,其涡量沿程呈指数型衰减.涡对的强度主要由等离子的有效激励强度决定,激励频率主要是对涡的平均流向间距的影响.占空因子不太大时,相邻涡对的相互作用可以忽略,激励波形对涡对影响不大.     

细长旋成体大迎角正则态非对称涡系结构的物理模型

在亚临界流动范围内, 对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡绕流流型. 通过对物面压力分布、截面侧向力分布和流动显示相结合的实验与分析, 揭示了细长旋成体在大迎角下这类正则态复杂涡系从头部沿轴向发展中所呈现出的非对称起始二涡和充分发展二涡、三涡等多涡系, 最后在尾部演变为类卡门涡系的复杂流型. 给出了这类涡系沿轴向演化与相应的截面侧向力变化之间的相关关系. 分析了截面侧向力分布曲线中的特征点所反映的涡系结构演化特征及其相应的压力分布特征. 在上述研究结果的基础上建立了细长旋成体大迎角正则态非对称涡系流动结构的物理模型.     

水泵水轮机主轴密封及烧损故障处理

大容量、高转速水泵水轮机主轴密封相对常规水轮机主轴密封更容易发生故障。分析3种典型水泵水轮机主轴密封即平衡式流体静压径向双端面机械密封、非平衡水压自调整轴向式分瓣机械型平面密封、弹簧复位式浮动型双端面机械密封的结构、工作原理和故障发生原因，提出了这3种水泵水轮机主轴密封的故障处理方法。     

弯曲河流水流动力稳定性特征研究

弯曲型河流是自然界最为常见的河流形态,其水流特性以及河床泥沙的作用特性,对河流蠕动发展具有重要的影响,是河流动力学中研究的重要课题.弯曲河道中水流流态的转化涉及河床形态和河势单元的发展模式,包括：弯曲河道三维拟序涡与二次环流产生的条件;不同水流条件下拟序涡尺度分级情况;大尺度紊流结构与河湾自适应、互选择性,等等.本文以弯曲河流明渠为背景,首先对其层流转捩到紊流的特性进行研究,与顺直河道相比,其稳定中性曲线前移,失稳临界雷诺数降低,流动失稳过程中,对扰动波数的响应范围加大,层流更容易失稳.这些研究结果是传统流动稳定性理论中所没有的,本文的研究结果也弥补了这方面的不足和空白.     

基于SPIV的船体附着冰对尾流场影响试验研究

以76000DWT 1B级冰区加强型巴拿马散货船的缩比模型为研究对象,应用粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)技术对船舶的敞水标称伴流场进行了测量,测量结果精细地展现了舭涡、螺旋桨毂帽涡以及"钩状"速度等值线结构,其流场特性与KVLCC,JBC等U型尾肥大型船舶尾流场特性符合.最后,应用SPIV(2D-3C PIV)测量系统对船体具有模型冰附着条件下进行了尾部标称伴流场测量,并对轴向速度分布,速度矢量分布、旋转强度、涡量以及流线等进行了分析.结果表明:冰载荷的附着使船舶尾部区域产生相当于附着冰厚度的"虚拟厚度","虚拟厚度"的存在破坏了原有的优秀线型设计,使船舶表现为整体宽V型的非最优尾部.船底及舷侧附着冰的存在,导致裸船体航行时产生的尾部伴流场受到干扰,船壳附近湍流边界层结构被破坏,模型冰的非流线型外形使得冰后产生复杂涡系,多涡系相互干扰导致产生混乱的涡结构.     

封闭空间内空气自然对流的非线性特性的实验研究

采用激光全息干涉照相技术和烟可视化方法，对底部加热长方体腔内空气自然对流的流动和换热的流场、温度场、三维特性及白维持振荡现象进行实验研究．通过仪表校核与误差分析，验证了恒温壁面均温性、激光干涉测量精度，并且得出如下实验结果：1）随着尺日数的增加，流动开始表现得不稳定，等温线也发生扭曲．当Ra数达到12500时，出现涡卷消融的现象，当Ra数超到18500时，不仅沿短轴方向出现涡卷，而且沿长轴方向也开始出现涡卷，上升的气流向四周降落，呈现羽毛状，流动由二维特性开始向三维特性转变．2）通过实验观察发现，在Ra数比较小的情况下，流动经过一系列变化过程之后，最后稳定在某一状态；随着R口数的增加，流动变得越来越快，越来越趋于不稳定，当超过某一临界值Rac=30500时，流动表现的不稳定，流场随时间不断变化，开始进入到非线性状态．3）当侧壁面向外漏热时，腔内流体会形成平行于长轴方向的两个长条状涡卷，涡卷从中间位置上升，从壁面两侧下降，并且实验过程中会出现三个涡卷的消融状态．     

燃气轮机带冠叶片气热技术研究进展

带冠叶片由于其具有良好的气动和振动特性而在燃气轮机领域得到了广泛应用.尽管如此,叶片带冠形成了叶冠容腔内及进出口特有的泄漏流现象,使得容腔结构和泄漏流仍对涡轮性能有很大影响,并且,带冠增大了叶片应力,直接影响动叶片的蠕变性能、气动力学响应乃至寿命.为此,开展叶冠容腔流动及其结构改进的研究是近年来国内外燃气轮机领域研究的热点和难点问题之一.本文主要从叶冠容腔泄漏流动特性及其与主流相互作用机理、叶冠容腔结构改进优化以及叶冠结构在气冷涡轮上的应用等方面对燃气轮机带冠叶片气热技术的研究进展进行综述.文中还对叶冠容腔泄漏流动常用的研究方法进行了简要总结.最后展望了带冠叶片气热技术的未来研究重点和发展趋势.     

三角翼前缘涡轴向速度的数值模拟研究

本文通过数值模拟的方法研究了雷诺数和攻角对76°大后掠三角翼和50°中等后掠三角翼前缘涡轴向速度的影响.前缘涡速度沿轴向的变化趋势反映了三角翼前缘涡的产生、发展及其演化过程,计算结果表明,后掠角、攻角和雷诺数共同影响前缘涡轴向速度的发展和展向分布特征,其中雷诺数是最重要的影响因素.较高雷诺数下,大后掠三角翼和中等后掠三角翼前缘涡轴向速度呈现出常见的射流型轴向速度分布;而降低雷诺数至105以内时,中等后掠三角翼前缘涡轴向速度剖面为尾流型,大后掠三角翼在较小攻角下也表现出尾流型的特征.     

基于涡动力学的大跨度桥梁风效应流动控制

主梁和拉/吊索是大跨度桥梁的关键结构构件,通常具有较小的刚度和阻尼比,在来流风作用下,易在结构尾部形成周期性旋涡脱落,进而诱发涡激振动等多种形式的风致振动.主梁和拉/吊索结构的风致振动会加重结构疲劳,甚至影响桥梁运营安全.因此,发展大跨度桥梁风振控制方法,不仅可以丰富大跨度桥梁空气动力学理论,还具有重要的理论意义和工程价值.本文从涡动力学出发,提出基于稳定吸/吹气的主、被动流动控制方法,消除主梁和拉/吊索结构尾流区的周期性旋涡脱落,实现减小非定常气动力与风致振动响应的控制目标.     

尾迹撞击平板诱发旁路转捩前期拟序结构的实验研究

通过水槽氢气泡流动显示和PIV实验研究了圆柱尾迹与平板前缘发生直接撞击后平板边界层旁路转捩特性,包括边界层旁路转捩前期拟序结构演化及其对流场统计特性影响.结果表明,尾迹撞击平板后能在平板上表面近壁区生成尺度较小展向涡;这些展向涡或者是尾迹涡被平板前缘切割后在近壁区残留部分,或者是由过前缘尾迹涡所诱生成.近壁区展向涡生成使边界层内流向速度脉动最大值在早期即出现快速增长.另一方面,尾迹对平板撞击作用主要体现在圆柱尾迹中发辫涡结构在流经平板前缘时被撕裂,受RDT机制作用在流向上被迅速拉伸形成近壁区流向涡.其后取代展向涡与条带一起成为近壁区主要流动结构,使流向速度脉动最大值出现二次增长.实验中转捩前期近壁区流体同时感受二维动和三维动,使转捩进程相比于尾迹与边界层不发生直接撞击时更加快速.     

距离对合成射流涡环撞击壁面的影响

利用二维PIV测速技术研究了射流孔口与壁面距离对合成射流涡环撞击壁面过程的影响，分析了涡环撞击壁面的演化规律，给出了流场的统计特性．研究结果表明，不同的孔口与壁面距离的差异，最终体现在涡环靠近壁面时涡量强度及撞击速度的差异；基于孔口直径的无量纲距离接近或小于合成射流无量纲冲程时，涡环撞壁会在壁面附近诱导产生二次涡结构．因此，合适的孔口与壁面距离对涡环撞击壁面效果起着至关重要的影响．流场统计特性分析表明，涡环撞壁后形成壁面射流，其时均速度最大值衰减速率和射流半宽度扩展速率随孔口与壁面距离的增加而减小．无量纲化的壁面射流速度型均表现出自相似特性，并且与壁面层流射流的理论曲线吻合较好．     

蜜蜂振翅的流场显示实验与理论分析

为研究蜜蜂振翅的流场特征,设计并开展了多组低速烟风洞流场显示实验.实验过程中,通过高速摄像机拍摄记录了蜜蜂远场和近场的周期流场结构,并分析了蜜蜂振翅产生的前缘涡,尾缘涡和翅尖涡,对比了翅不同截面处的前缘涡变化情况.在翅尾缘处,下拍末期产生下拍停止涡与上拍启动涡,翅旋转时,前翅与后翅会弯曲扭转,使得前后翅的尾缘涡环量相反.由翅根至翅尖,前缘涡尺寸逐渐增长,前缘涡和翅尖涡共同组成由翅根流向翅尖的展向流结构;下拍末期,翅尖涡尾迹形成涡管与翅边缘环量连接在一起,分别在蜜蜂左右翅上形成独立的涡环,并计算得到了涡环升力值.     

扩压叶栅中拓扑与漩涡结构的研究

为进一步揭示扩压叶栅中旋涡的结构型式，以理解旋涡对损失的作用机理，主要使用拓扑分析和数值计算的方法，讨论叶片通道中马蹄涡、通道涡、角涡等二次流旋涡的生成、演绎与发展．提出了低能流体区与外部流动区分界面的概念，分析表明通道涡、马蹄涡和角涡都位于分界面内部（低能流体区），而集中脱落涡位于分界面外部（外部流动区）．在损失分析方面，采用了流动耗散函数而非熵增来表征损失的大小．结果表明，涡运动与损失的产生存在直接联系，即旋涡的中心附近都是局部损失核心；流道中损失最严重的区域是位于分界面附近而不是位于低能区里．     

环形旋转冲击射流热流特性的实验研究

实验研究了由导向叶片引起的环形旋转冲击射流的流动与传热特性,并与传统环形冲击射流进行了比较.采用粒子图像测速法观察了不同冲击距离下两种射流的出口流动结构;测量并对比了两种射流在均匀加热冲击靶板上的局部压力及传热分布.对于环形冲击射流,所测得的流动结构、壁面压力及传热分布与公开数据一致;在足够大的冲击距离下,该射流显示出类似于单个圆管冲击射流的特征.对于环形旋转冲击射流,在中小冲击距离下,局部压力和传热系数在冲击靶板上的分布与传统环形冲击射流相比更不均匀,但总体传热性能更好,这是由于漩涡在导向叶片下游脱落、对流所致;在较大的冲击距离下,环形旋转射流未显示出类似于单个圆管冲击射流的特征,且由于高动量耗损,其传热性能低于传统环形射流.     

稀相气粒两相流中亚网格尺度涡对颗粒扩散影响的LES／FDF模拟

本文基于颗粒扩散率这一参数，应用LES／FDF模型对稀相气粒两相流中亚网格尺度涡对颗粒湍流扩散的影响进行了数值模拟研究．通过将使用LES／FDF模型得到的模拟结果与不使用LES／FDF模型得出的结果进行对比后，得出：对于小颗粒（小Stokes数颗粒），大涡结构是影响颗粒空间扩散的主要因素；但是对于中等粒径颗粒和大颗粒，亚网格尺度涡对于颗粒扩散率的影响与大涡处于同一数量级．亚网格尺度涡在大多数情况下会使颗粒扩散率增大，但有时也会降低颗粒扩散率．亚网格尺度下颗粒的扩散率不仅仅取决于亚网格尺度涡的强度和Stokes数，还与流场中的大尺度涡结构有关；对于各向同性湍流中的颗粒，在亚网格尺度涡的作用下，其扩散率随粒径增大而降低．     

离散型两相流动的大涡模拟

大涡模拟(Large-eddy simulation,LES)的研究正在取得迅速进展.和雷诺平均模拟(Reynolds-averaged Navier-Stokes modeling,RANS modeling)相比,LES可以给出流动和火焰的瞬态结构,并且在不少情况下可以给出比雷诺平均模拟更准确的统计平均结果.本文作者及其同事从2002年开始,用大涡模拟研究了气泡-液体流动的瞬态结构.后来从2005年至今陆续研究了气体-颗粒两相流动的大涡模拟、气体绕过单个颗粒流动的大涡模拟、以及有蒸发和燃烧的油滴周围的流动的大涡模拟.本文对作者及其同事近期进行的上述离散型两相流动的大涡模拟研究给出了简要的综述,包括控制方程、亚网格模型、数值方法、主要的模拟结果及其实验验证.