复杂构型细长体飞行器大迎角气动不确定性机理研究

细长体飞行器在大迎角绕流时,一般存在非对称分离的问题.对带三组翼面的细长体飞行器模型,通过在自由来流中加入随机脉动,开展了大攻角横侧向气动力不确定性的数值模拟研究.基于流场结构的物理分析表明,横侧向气动力的不确定性来源于弹身非对称分离涡对扰动的高度敏感性.基于这一认识,进一步分析了不同布局飞行器气动不确定性差异的原因及其随迎角的变化规律.最后,根据地面模拟与实际飞行条件的差别,模拟了快速拉起动作和突发短暂的大气扰动等非定常现象对飞行器气动不确定性的影响.结果表明,该飞行器在实际飞行时,气动不确定性比静态结果小很多,应该能够实现可控的机动飞行.     

环量控制翼型非定常绕流特性研究

用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程方法较系统地数值环量控制翼型的非定常绕流问题，包括脉动吹气，不同Ｃμ下以不同频率做俯仰振荡运动时的流动，在俯仰振荡与脉动吹气耦合作用下的流动。     

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．     

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.     

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．     

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.     

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.     

轴流转桨式水轮机压力脉动数值预测

首先利用修正模型系数的RNGκ-ε湍流模型对轴流转桨式模型水轮机进行了全流道三维非定常湍流计算，经与模型实验结果对比，表明所采用的数值方法和计算结果是准确可靠的．进一步对比分析原型和模型水轮机的计算结果，可以看出原型水轮机压力脉动和模型水轮机压力脉动具有相同的传播规律，但是幅值并不存在相似关系．考虑机组的实际运行状态，在最后部分给出了在考虑转轮流固耦合效应影响下，预估的原型轴流转浆式水轮机压力脉动结果．通过与未考虑流固耦合效应影响的计算结果对比，发现叶片的弹性变形对于水轮机压力脉动的频率和振幅都有降低作用．     

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.     

介质阻挡放电等离子体流动控制的研究

在等离子体激励因素诱导流场变化实验和数值模拟分析的基础上，探索了介质阻挡放电等离子体流动控制的效应．结果表明湍流模型比层流模型可获得更好的结果．通过平板流动实验与压气机叶栅实验相结合的措施，研究了等离子体对外流、内流加速与抑制流动分离的耦合作用．实验结果表明：等离子体激励可以改变边界层的速度特性；在流速低于20m／s时，等离子体激励可显著改善栅后总压和速度分布特征；流速接近50m／s时，等离子体仍会明显改变总压和速度的最小值；可见，在低速流动条件下，采用等离子体激励方式能达到抑制流动分离的目的．     

高速可压缩流动壁函数边界条件的改进与应用

为发展适用于高速流动的壁函数边界条件以降低摩阻和热流模拟时的网格相关性，针对Nichols等人提出的可压缩壁函数边界条件开展了改进研究．首先，通过数值试验修正了可压缩速度壁面律的参数取值·9其次，基于数值试验和理论分析，对温度壁面律的表达式进行了修正；最后，推导了近壁区的热传导项表达式，更准确地实现了壁函数边界条件与CFD程序的耦合．之后，对修正的可压缩壁函数边界条件开展了应用研究．对超声速平板湍流边界层的模拟结果表明：壁函数在壁面法向第1层网格y＋〈400时均能给出准确的壁面热流密度和摩擦系数值，且在稀网格下也可得到合理的边界层速度型、温度型以及湍流涡黏性系数分布；数值实验表明对原始壁函数的修正显著提高了热流密度和摩擦系数的模拟精度．对包含分离流动的超声速凹槽和高超声速轴对称压缩拐角算例的数值模拟发现：基于充分发展的附着湍流边界层理论建立的可压缩速度壁面律对分离区内部近壁区仍然近似适用，可保证分离区内部给出可靠的摩擦系数和热流密度；而对于分离／再附点附近，壁函数的模拟精度相对较差，其原因在于分离／再附点附近的真实速度型与壁函数中速度壁面律形式出现明显差别．     

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.     

向心涡轮叶轮顶部间隙泄漏流动特性研究

对微型燃气轮机向心涡轮叶轮顶部间隙泄漏流动，在级环境下进行了全三维粘性数值模拟研究．结果表明，轮盖和叶轮叶片顶部之间的相对运动引起的刮削流以及叶轮顶部压力面和吸力面两侧的压差对间隙泄漏流动起主要控制作用，叶顶线速度越高，间隙尺寸越小，刮削作用越强；改变叶轮转速对叶轮中部和导风轮顶部间隙内的泄漏速度影响不大，但是叶轮转速能明显影响通道涡涡核与吸力面之间的距离；间隙泄漏量主要在导风轮顶部区域形成，如布置泄漏抑制结构，在轮盖子午弦长的中后部将是最有效的．     

高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法

针对高超声速飞行器同时满足终端约束及过程约束的再入滑翔制导问题，提出了一种全新的准平衡滑翔自适应制导方法．该方法充分利用升力式再入飞行中的准平衡滑翔现象，并以准平衡滑翔条件（QEGC）为核心，一方面，利用QEGC的特定弹道形式实现对终端速度及射程的精确解析预测；另一方面，借助QEGC将传统预测类制导方法难以处理的飞行过程约束转化为攻角约束．该算法不依赖于标准轨迹，实现了制导指令倾侧角及攻角均采用解析公式实时解算，使制导方法具备了自适应能力．CAV-H飞行器制导实例仿真表明，该制导方法能够导引飞行器平衡滑翔飞行，满足终端约束和过程约束，并且对任务临时改变具有自适应性．该制导方法的鲁棒性通过Monte Carlo仿真得到验证．     

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。     

基于时域方法的结构声辐射模态研究

针对平板结构声辐射，采用瑞利积分构造辐射算子，在时域里给出声辐射模态的计算公式及其物理意义；讨论了其与频域声辐射模态之间的关系，明确了声辐射模态为辐射体的固有性质，可通过不同方法获得．进一步研究表明这些辐射模态能独立的辐射声功率，因此可实现对某一阶辐射模态进行单独控制而不影响其它各阶；特别是结构辐射声功率主要由第一阶辐射模态的声功率所决定，这使得计算和控制结构辐射声功率大为简化，在此基础上运用时域声辐射模态进行振动结构辐射声功率的数值计算，并分别对影响计算精度的因素和计算结果进行了讨论和分析．     

压电驱动自耦合射流流动和换热特性实验研究

采用三维粒子图像测速仪、热线风速计和红外热像仪对狭缝喷口自耦合射流的流动特征和冲击靶板的对流换热特征进行了实验研究．结果表明，在紧邻喷口的法向距离内，涡对周期性地生成、破碎和融合，在某个法向距离上形成较为稳定的连续性射流；随着自耦合射流的发展，呈现在喷口短轴方向急剧向两侧扩展、而在喷口长轴方向先收缩后缓慢扩展的流动特征．激发器存在两个谐振频率，使得自耦合射流的速度和涡量比较大，其中高频谐振频率效果更好；实验得到的两个谐振频率在数值上与理论分析有一定差异，低频谐振频率相对差值更大．与常规射流冲击冷却相比，自耦合射流冲击作用下的靶面对流换热系数同样具有随冲击间距增大而先逐渐增大、后逐渐衰减的变化趋势，但最佳冲击间距值却明显高于常规射流，而且自耦合射流的作用范围大，表明自耦合射流具有强的夹带能力和穿透能力．     

多项式混沌方法在随机方腔流动模拟中的应用

介绍了应用于随机流动分析的嵌入式多项式混沌方法，并以一维欧拉方程为例，介绍了多项式混沌展开式与流体力学方程的耦合过程．采用此方法对随机层流Navier—Stokes方程进行求解，模拟了存在不确定性因素影响的二维顶盖驱动流．本文分别研究了当顶盖驱动速度和流体粘性系数为服从高斯分布的随机变量时所引起的流动结构的不确定性．在与基准解进行对比确认的基础上，分析了流场速度的统计特性．研究结果表明，多项式混沌方法可以有效地模拟不确定性在流场中的传播．对于顶盖驱动的层流方腔流动，驱动速度的不确定性比流体粘性不确定性对模拟结果的影响显著．     

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．     

弹性飞机阵风响应建模与减缓方案设计

基于非定常气动力有理函数拟合方法建立时域连续阵风响应方程,基于非定常气动力有理函数拟合和傅立叶变换的混合建模方法建立时域离散阵风响应方程.在时域连续和离散阵风响应方程的基础上,设计3种不同的阵风减缓控制方案并进行对比分析.方案1采用俯仰角速率、翼梢加速度和质心加速度作为反馈信号,副翼和升降舵作为控制面;方案2采用迎角传感器采集的信号替换方案1中的俯仰角速率信号;方案3采用扰流片替换方案1中的副翼.相关计算结果表明：弹性飞机质心处过载和翼根弯矩主要受刚体模态的影响,弹性飞机翼尖处过载主要受飞机弹性模态的影响.控制方案1,2,3均能达到阵风减缓的目的,但采用扰流片作为控制面的控制方案3的减缓效果不如控制方案1和2的减缓效果.