头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究

跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供基础.     

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.     

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.     

空化螺旋桨非定常粘性流场特征分析

基于粘性多相流理论,在均匀入流条件下,利用混合网格和滑动网格数值求解非定常纳维-斯托克斯（N-S）方程和空泡动力学方程来预报螺旋桨尾流场压力、速度和蒸汽体积分数.螺旋桨片空化、毂涡空化、尾流场梢涡空化和压力等的数值计算结果与相关实验一致.预报的尾流场压力信号叶频和轴频等特征与螺旋桨模型及设定参数一致.叶频信号的衰减速度随着进速系数和空化数的减小而增加.梢涡空化对近尾流场压力波动具有重要作用.     

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.     

直接解N-S方程模拟高雷诺数过跌坎水流

首次在较粗网格下成功地由N-S方程直接数值求解了高雷诺数过跌坎水流.跌坎水流是典型的由大涡控制的紊流运动,作为一种近似可忽略小涡影响,网格尺度易满足描述大涡特征分辨率的要求,从而可在较粗网格实现直接数值求解N-S方程获得紊流流场.文中采用基于剖开算子法的欧拉-拉格朗日相结合的有限单元方法,对雷诺数Re=44000的二维跌坎水流进行了数值模拟.用16669个节点组成的三角形网格离散流场,在个人电脑上仅用150min即完成全部计算,不但给出了流场的时均特征,而且给出了它的紊动瞬时特征.数值试验表明,主要计算成果和试验甚吻合,由N-S方程直接数值求解工程中高雷诺数复杂紊流问题将成为现实.     

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.     

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.     

超临界机翼表面涡流发生器影响研究

通过数值求解Reynolds平均的Navier-Stokes方程组,对重要的流动控制手段之涡流发生器（vortex generator,简称VG）的绕流流场及其对主流的影响规律进行计算模拟.首先,预测平板上单一涡流发生器流动,验证数值计算方法,并认识含涡流发生器流场的基本流场特征;其次,预测标准模型——ONERA-M6机翼跨声速流动,探索激波/边界层干扰流动特征;再次,在超临界机翼25%当地弦长附近布置一排涡流发生器,探索它们对机翼跨声速流动边界层的干扰效应;最后,将这些涡流发生器位置提前（距前缘3.5%当地弦长）,检验其对低速大攻角流动的影响规律.结果表明,7个VG能有效抑制跨声速强激波/边界层干扰导致的分离,减小展向流动;也能大幅缩减低速大攻角状态下的分离范围.     

异重流在层结与非层结水体中沿斜坡运动的实验研究

异重流在层结环境下的运动特性是海洋、大气等学科领域重要的研究主题之一.本研究在不同层结盐水中开展一系列实验,对突然释放型异重流在斜坡上的发展和演变特性进行了研究.非层结水体中异重流头部速度先迅速增大,而后基本不变减速幅度较小;而在层结水体中异重流头部速度先增大,之后明显减小,其发展主要分为加速阶段、减速阶段和分离阶段三个过程.异重流的运动特性可以用相对层结度S、雷诺数Re和理查德森数Ri0等无量纲参数描述.采用高速相机对异重流头部位置、头部速度和剖面速度等进行了分析.用激光粒子图像测速技术(PIV)得到异重流的速度场和涡度场,结果表明在异重流不同位置的涡度方向存在差异,上边界的正向开尔文-亥姆霍兹涡是产生卷吸的主要原因,下边界的负向涡度则由边界层引起.本文揭示了层结与非层结水体下异重流运动特性的不同影响机理和特性,结果可在河口盐水入侵、海底浊流发展等实际领域中得到应用.     

双旁侧进气高超声速飞机概念设计与评估

要本文提出了一种旁侧进气翼身融合体布局一体化气动构型，并首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的前体设计方案．在全参数化构型设计的基础上，以数值模拟为评估手段，给定不同设计参数对前体进行了分析，结果表明在获得良好容积和升阻性能的同时，利用左右乘波面作为进气道的外压缩面，可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量．进而针对幂曲线、余弦曲线等4种典型的翼前缘形状，开展了整机数值分析．计算结果证明了飞行器的高升阻比优势，同时也发现由于机体／机翼的耦合作用，小攻角飞行状态下机翼前缘可以捕获机体压缩产生的部分高压，故在0°和4°攻角条件下，4种构型的升阻比呈现完全不同大小排列顺序．这一结果也为后续的优化设计提供了方向，即前缘形线的合理选择应可进一步提高飞行器的升阻比．     

下送风空调系统送风口气流方向对室内气流分布的影响分析

一个设计良好的下送风空调系统具有改善热舒适性、通风效率和室内空气品质，减少能耗、建筑周期花费和层高等优点。本文通过对某一下送风空调系统在送风方向分别与地面之间的夹角（记为a）为0°、45°和90°的条件下，进行了数值模拟计算。分析了不同送风方向时室内气流分布的不同。研究结果表明：a为0°和45°时的室内气流分布类似，室内最大速度都贴近地面。且形成的涡位于室内高度1／2以下，45°时室内产生更多的涡流；a为90°时靠近地面处流速很小，形成的涡位于室内高度1／2以上。对a为0°的情况进行了水模型试验，试验现象表明近地面处速度的分布与模拟计算结果基本吻合。研究结果对预测和控制下送风空调系统的扬尘有理论意义。     

倾斜圆管内超临界压力CO_2流动换热数值分析

对超临界压力CO_2在内径为10 mm、加热长度为2000 mm、倾斜角度α=45°的倾斜光管内向上和向下两个方向的流动与传热行为进行数值计算.采用SST k-ω低雷诺数湍流模型,通过超临界压力CO_2在垂直光管内向上流动传热的实验数据验证了计算模型的可靠性和准确性,分析了倾斜圆管内壁温度T_(w,i)和对流换热系数h沿圆管轴向和周向的变化规律.基于超临界压力CO_2在类临界温度T_(pc)处发生类气-类液"相变"的"类沸腾"假设,研究了超临界CO_2在倾斜圆管内不同方向流动时顶母线壁温分布产生差异的原因,通过获取圆管横截面内速度分布、物性分布和湍流分布等详细信息,重点分析了产生这一差异的传热机理.计算结果确定了类气膜厚度、轴向速度u、湍动能k和黏性底层厚度δ_(y+=5)是影响不同流动方向时顶母线壁温分布差异的主要因素.     

基于FLUENT的NA63A系列翼型气动特性对比分析

利用计算流体力学软件FLUENT6．3．2对在风力发电领域应用较为广泛的NA63A系列翼型的外部流场进行数值模拟，采用Spalar-S．Allmaras湍流计算模型求解该系列翼型在不同攻角下的压力、速度分布。进而对NA63A系列不同翼型在相同攻角下以及网种翼型在不同攻角下的气动特性进行对比分析并总结规律，为该类翼型的性能研究提供了一定的理论依据。     

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.     

基于激光多普勒技术测量研究二甲醚-柴油混合燃料喷雾速度和粒度分布规律

利用激光多普勒技术,对含15%和30%二甲醚的二甲醚-柴油混合燃料以及纯柴油的稳态喷雾的速度和粒径进行了测试,得到了相应的速度矢量图、轴向和径向速度以及喷雾索特平均直径的轴向和径向分布的比较曲线.试验结果证实了二甲醚-柴油混合燃料射流存在气爆雾化作用,且在喷孔附近,混合燃料喷雾具有较大的径向速度,在喷嘴远端,径向速度值的大小和变化率均较纯柴油的喷雾小,粒径分布范围随着增大,而粒径分布趋于均匀,在射流轴线上,轴向速度的衰减趋势则大致相似.随着燃油内DME含量由15%增加到30%,喷雾锥角和射流出口速度均增加,喷雾粒径则减小.     

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.     

旋转诱导轮缘密封不稳定流动特性及结构优化

针对无主流非均匀压力场影响下旋转诱导轮缘密封非定常流动问题,采用经旋转封闭腔试验验证的大涡模拟方法,研究了封闭轮缘密封腔内流动的不稳定性,在此基础上针对典型轴向与径向密封和实际发动机中可见的斜向密封等3种结构进行非定常雷诺平均数值计算,研究了典型轮缘密封结构下密封区域瞬时流场特性,并采用快速傅里叶变换与互相关分析方法揭示了轮缘密封区域大尺度涡结构的动力学特性,最后给出了不同轮缘密封结构的旋转诱导封严特性及密封结构优化的启示.研究结果表明:旋转诱导轮缘密封流具有固有不稳定特性,在轮缘间隙区域产生了一系列大尺度涡结构,它们沿周向以低于转子的速度传播,旋涡频率、转速与个数取决于轮缘密封类型,总体上旋转诱导斜向密封的封严效率优于轴向与径向密封.     

涡轮增压器涡壳流场模拟及变工况特性分析

涡壳是涡轮增压器的重要组成部分，其运行的好坏直其影响涡轮增压器效率.本文采用CFD模拟方法，对变转速时涡壳内速度、温度分布进行模拟，从而得出了涡壳内的流场分布规律和变工况特性，并提出了用增速比和减温比来衡量涡壳效率，为改进和优化涡壳设计以使其工作在最佳工况提供可靠理论依据.     

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．