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.     

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.     

类阿基米德原理下方形墩柱绕流阻力与尾涡区之间的关系试验研究

墩柱所受绕流阻力一直以来是流体力学所关注的焦点问题,具有重要的意义.方形作为墩柱结构的一种重要截面形式,在实际工程中得到广泛应用.本文类比阿基米德原理对方形墩柱所受绕流阻力进行分析,旨在探究方形墩柱绕流阻力形成机理及其与尾涡区之间的关系.试验基于压力传感器和粒子图像测速技术(PIV)分别对方形墩柱所受压强与周围水流结构进行测量,并对不同雷诺数下(2500≤Re≤20000)方形墩柱附近水流特性、绕流阻力与尾涡区之间的关系进行详细分析.根据实测数据,对墩后尾涡区时均相对体积、无量纲时均绕流阻力和无量纲化新型绕流阻力公式时均关系系数随Re的变化进行公式拟合,相关性均较好,并发现三者分别与Re之间存在较好的二次函数关系;对绕流阻力随尾涡区体积变化分别进行线性和二次函数拟合,发现吻合度均较好,在现实较大水流条件下,推荐采用线性拟合公式.     

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.     

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．     

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.     

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.     

放置于驻点的合成射流控制圆柱涡脱落模式的实验研究

将合成射流同时放置于圆柱前、后驻点位置,利用PIV测速技术,在水槽中进行了合成射流控制圆柱绕流的实验研究.在来流雷诺数、合成射流激励器振幅为固定值的情况下,使合成射流激励频率fe为尾迹涡固有脱落频率f0的1到3倍,应用频谱分析和本征正交分解(Pro-per Orthogonal Decomposition,简称POD)等方法,研究了合成射流对圆柱绕流结构的控制效果.随着激励频率的增加,合成射流的影响范围沿流向逐渐扩大,并且激励频率逐渐取代尾迹涡脱落的固有频率主控全流场.不施加控制以及fe/f0=1,2时,前两阶POD模态分布规律及模态系数的频谱分析均体现出尾迹涡固有的反对称脱落特性.激励频率fe/f0=2,3时,尾迹涡脱落模式的变化以及激励频率的主频特性在第3,4阶模态分布及模态系数变化中得到了很好的体现.激励频率fe/f0=2时,尾迹涡脱落兼有对称与反对称模式;激励频率fe/f0=3时,合成射流涡对在近尾迹剪切层诱导产生对称的尾迹涡结构,但是在向下游发展过程中逐渐演化为反对称模式.     

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．     

山区桥梁桥址区风特性及抗风关键技术

山区地形复杂多变,并且不同特征地形间存在相互的气动干扰,使得山区复杂地形地貌桥址区的风场变得异常复杂,这给山区大跨度桥梁抗风带来了巨大的挑战.本文以典型山区桥址区为背景,通过现场实测明确了山区桥址区风特性的特点,从历史统计资料、数值风洞模拟、现场实测等方面讨论了山区桥梁设计风速标准确定方法,分析了山区桥梁在非均匀来流和非平稳来流下的颤振性能,并讨论了大风攻角下几种优化措施对结构颤振性能的影响.研究表明,山区风场异常复杂,与常规平原地区相比有明显不同,需要通过多种途径确定其复合风速标准;山区非均匀、大风攻角和非平稳来流对桥梁的颤振性能影响明显.     

液—液旋流分离管中强旋湍流的Reynold应力输运方程数值模拟

应用湍流Ｒｅｙｎｏｌｄ应力输运方程模型（ＤＳＭ）对液－液旋流分离管中的强旋湍流进行了数值模拟，并与ＬＤＶ测量结果进行了比较，结果表明：ＤＳＭ模型不仅较合理地预报出 切向速度的Ｒａｎｋｉｎｅ涡结构及其位置，而且提示了液－液旋流管中切向速度所特有的双峰分布现象；对轴向速度预报给出了近壁下行流，近轴上行流以及介于两者之间的零速区等；湍流动能在肇流管中的继上游近壁在、中部近轴大和下游近似均布，旋流管中的静     

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.     

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．     

三维平面转捩射流中的拟序结构

对具有中等雷诺数Re=5000的三维湍流转捩射流中的拟序结构进行了直接数值模拟，并把流场统计结果跟相关的实验数据进行对比，以验证数值算法的可靠性。其中对控制方程组的空间离散采用有限容积方法，时间积分采用低存储的、三阶精度的Runge-Kutta积分格式。重点研究了三维拟序涡结构的空间演化过程及其相互作用，发现三维展向涡的演化模式与二维射流中的相似。展向涡结构受到三维不稳定性的影响，从而会诱发流向和横向涡结构的形成。当展向涡结构出现混合破碎时，流向涡管和横向涡管也开始断裂破碎，流场中形成混合排列的小尺度结构。最后对展向、流向和横向涡结构间的排列关系进行了分析，探讨了各种涡结构间的相互作用。     

液-液旋流分离管中强旋湍流的Reynold应力输运方程数值模拟

应用湍流Reynold应力输运方程模型(DSM)对液－液旋流分离管中的强旋湍流进行了数值模拟,并与LDV测量结果进行了比较,结果表明DSM模型不仅较合理地预报出了切向速度的Rankine涡结构及其位置,而且揭示了液－液旋流管中切向速度所特有的双峰分布现象;对轴向速度预报给出了近壁下行流、近轴上行流以及介于两者之间的零速区等;湍流动能在旋流管中的变化为上游近壁大、中部近轴大和下游近似均布.旋流管中的静压则呈近轴小近壁大、上游小下游大的分布;除个别区域外,以上数值预报结果与相同条件下的激光Doppler诊断结果,无论在定性上还是定量上均吻合良好.     

窄深型河湾多尺度紊流拟序结构动力稳定与自适应特征研究

一定尺度范围的紊流涡体会主导河流形态的发展,塑造出某一特定弯曲度的河段,这种涡体称之为＂弯道造床涡体＂;弯道造床涡体与弯道相互协调关系则表现为＂河流的自适应特征＂.在以上两个概念的基础上,本文以自然界U型河湾为背景,从理论上分析了常曲率河湾紊流拟序涡体结构的稳定与自适应特征.参照流体力学相关理论,将紊流拟序涡体结构看作一种扰动,计算了不同弯曲度情况下,河湾拟序涡体的扰动增长率和扰动波数响应范围;研究了不同尺度紊流结构对河湾参数的响应情况,解释了河湾得以保持的可能动力机理,为进一步研究河湾蠕动提供了理论基础.     

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.     

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．     

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.     

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.