苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究

利用逆向工程方法提取苍鹰尾缘非光滑形态的降噪特征元素,由此建立了仿生叶片结构模型;采用基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,结合基于Lighthill声类比的FW-H方程,分别对仿生尾缘锯齿叶片和标准叶片的流道模型进行了三维流场及声场的数值计算;通过分析仿生齿形结构对叶尾迹流场的影响,研究了仿生尾缘齿形结构的气流噪声控制机理.结果表明:仿生尾缘锯齿结构叶片的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8dB;叶片尾缘锯齿结构可以改变流场噪声峰值的分布规律,从而降低了噪声峰值,且大部分频率范围内的气动噪声均有所降低;仿生尾缘锯齿结构可以改变各截面尾迹涡的脱落位置,从而增大了涡心之间的距离,抑制了脱落涡对尾迹流动的扰动,进而减小了叶片表面的非定常压力脉动和尾迹涡引起的气动噪声.     

绕三维扭曲水翼非定常空泡脱落特性的数值研究

为了进一步探究绕三维扭曲水翼空化流动结构的非定常演变特性,基于均质流模型,采用大涡模拟(LES)方法,并耦合Zwart空化模型对绕扭曲水翼(NACA0009)的非定常空化流动进行了数值计算。结果表明:与试验结果对比发现,该数值计算方法可以很好地捕捉到绕NACA0009水翼的非定常空泡形态的演变过程,且计算得到的水翼升力系数的时均值及其特征频率均与实验值吻合较好。非定常空泡的脱落过程分为主脱落和二次脱落两个阶段,主脱落过程表现为大尺度空泡团的断裂,呈U型结构卷起并脱落,此时水翼表面的附着空泡呈凹形结构。随着时间的推移,附着空泡的两侧发生小尺度空泡团的二次脱落,产生局部高压,抑制了当地空泡的生长速度,从而使附着空泡由凹形结构逐渐发展为凸形结构。     

近自由面三维振动水翼的水动力分析

采用非定常面元法对近自由面三维振动水翼进行势流数值分析.在数值计算中,将Rankine源和偶极子置于边界面上,用时间步进法模拟水翼的势流场和自由表面波形.在自由面采用线性自由面边界条件,在尾涡面上布置偶极子及采用尾涡存储效应以满足库塔条件.确定了数值计算模型和相关参数,对不同展长的水翼在不同浸深、不同航速和不同振动频率...     

NACA4412翼型低速绕流的定常/非定常计算对比研究

对NACA4412翼型低速绕流进行了定常/非定常数值计算。对流项及扩散项的空间离散分别采用Roe格式和二阶中心格式,时间方向采用了二阶精度的双时间步隐式方法求解,湍流模式采用了两方程SST k-ω模式。将定常/非定常数值计算结果与实验数据进行了对比,非定常计算显示出了翼型尾缘附近周期性脱落涡现象,尾迹流动区里非定常流动现象明显,时间平均的非定常计算结果与实验数据符合的更好。     

基于密度分域的混合湍流模型的应用与评价

结合数值计算和实验结果评价了一种基于密度分域的混合湍流模型.实验采用高速录像和LDV测量技术观察了绕Clark-y型水翼云状空化随时间的流场结构变化和速度分布.数值模拟中,基于非定常空化的流动现象,建立了一种基于密度分域的混合湍流模型,并分别应用不同的湍流模型计算了绕水翼非定常云状空化流动.通过与实验结果的对比表明,分域湍流模型能够更好地调整流场内的湍流黏性,精确捕捉到空穴形态和空泡脱落的非定常细节,时均流场速度分布与实验值基本吻合.     

绕水翼非定常云空化流动的大涡模拟

该文基于N-S方程及压力隐式分裂算法,考虑气液间相变,采用大涡模拟湍流模型和流体体积法研究了绕NACA0015水翼非定常云空化流动特性.分析了包括初始涡、回射涡、空泡分离及空泡再生的周期性脱落过程,计算了斯德鲁哈尔数St、无量纲空泡长度和不同空化数下的水动力系数,计算结果与实验结果吻合.Kunz模型和Sauer模型对空泡形态的模拟结果表明,两种空化模型都能很好地模拟非定常云空化流动.     

两种流形改正近似方案的时间效率比较

以平面圆形限制性三体问题为基本研究模型,对比研究速度近似改正方法和速度坐标近似改正方法关于最大李雅普诺夫指数和快速李雅普诺夫指数的计算时间问题.结果表明:加入改正项后,速度近似改正方法的时间效率要明显优于速度坐标均近似改正方法.该研究对太阳系多体问题具有重要的应用价值.     

平面叶栅流场非定常特性分析

为了分析平面叶栅流场的非定常流动特性，采用延迟分离涡模拟方法(DDES) 对某亚声速叶栅流场进行数值计算。为了保证计算准确，首先进行了最优网格选择、物理时间步长无关性验证；并与RANS-SA计算结果、实验结果进行对比。DDES方法计算结果表明，随着攻角的增大，尾缘涡会逐渐由细长型转变为结构整齐，频率单一的对涡结构，当攻角继续增大，对涡结构变得越来越不整齐。当攻角增大到吸力面出现大分离时，对涡结构消失，脱落涡表现出很强的随机性，吸力面分离涡在向下游传播的同时向周向传播，对相邻叶片的涡量分布产生影响。在大攻角工况时，进口马赫数的变化对于吸力面分离涡，尾缘涡都产生非常大的影响。     

倾转定翼无人机的动力学建模与控制

为了提高整个飞行器在过渡模式下的运动稳定性,提出一种基于李雅普诺夫理论及李雅普诺夫指数趋近律的滑模变结构控制算法.与经典比例微分(PID)方法和滑模PID对比分析可知:对于飞行环境恶劣、动力学特性复杂和难以准确动力学建模的倾转定翼无人机,本算法具有更高的鲁棒性和稳态控制精度.本研究通过结构优化的方法分析了飞行器结构参数与整个系统运动稳定性的量化关系,指出在一定范围内可以通过增大机翼面积提高飞行的稳定性.     

疲劳状态下EEG信号α波的最大李雅普诺夫指数估算

脑电信号(EEG)的α波在人体的疲劳评估中具有重要作用,通过脑电信号的α波,可以挖掘更多的有关人体疲劳的信息.利用非线性动力学的方法对EEG信号α波进行了研究,比较了疲劳与非疲劳EEG信号α波之间的非线性动力学上的差别.人在疲劳与非疲劳下的EEG信号α波最大李雅普诺夫指数是不同的,当出现疲劳时指数减少,因此李雅普诺夫指数可作为人体是否疲劳状态的特征刻画指标.文中非疲劳状态的最大李雅普诺夫指数为0.436 67,疲劳状态者的最大李雅普诺夫指数是0.335 57,它们均为混沌信号,但是处于疲劳状态节律的混沌程度明显比处于非疲劳状态的混沌程度低.     

入口扰动对圆湍射流流动大涡模拟预报的影响

运用大涡模拟方法分别对不加扰动和加扰动的圆湍射流流动进行了数值模拟,比较了两者在大尺度涡结构的演化过程以及时均速度和湍流强度等统计结果方面的预报差异,并与实验结果进行了对照。模拟结果表明,施加了入口扰动的模拟结果在物理真实性方面和统计结果的准确性方面均要明显优于未加扰动的模拟结果。分析了不加扰动和加扰动模拟的本质差异,指出准确预报实际圆湍射流流动应采用施加入口扰动的三维模拟。     

绕平头回转体的空化流场研究

摘要：本文采用实验与数值模拟相结合的方法对绕平头回转体的空化流场进行了研究。数值模拟中,为了精确捕捉由于分离流动而产生的漩涡结构和空泡团的脱落现象,湍流模型采用了一种基于空间尺度修正的滤波器模型（FBM）。 实验中,采用高速录像技术观察了在不同空化数下,绕回转体的空泡形态,并应用二维和三维粒子测速系统（DPIV）测量了相应工况下,空化流场的速度及涡量分布。研究结果表明：对于平头回转体,其肩部的高剪切流动区出现了不规则的漩涡分离结构,初生空泡首先在该分离区域内产生,随着空化数的降低,空化区域会有明显的增大,空泡呈椭球状,不规则的小尺度空泡团的脉动转变为周期型的大尺度空泡团的脱落现象。在不同的发展周期内,绕平头回转体的空化存在强烈的三维流动特性,回转体尾部的高压区域造成了反向射流的产生,反向射流以逆时针的螺旋状逐渐向回转体头部推进,致使空泡周向上的断裂,以及空泡脱落的起始位置有较大的区别。流场中的低速区域对应于空化核心区,其值远小于主流速度。高涡量主要亦集中在该区域内,空化区域内部汽液频繁的水汽交换是造成高涡量区域的主要原因。     

湍流分离流中颗粒的扩散机制

后台阶流动包含分离流重要的流动特性, 采取欧拉-拉格朗日耦合算法对后台阶分离流动中颗粒扩散运动进行数值研究. 气相场采取大涡模拟方法, 亚格子模式基于标准的Smagorinsky 模式, 颗粒相运动采取轨道法模拟. 计算所得气相的流向平均速度和平均脉动速度与实验结果吻合较好, 验证了模型和方法的正确性. 基于此, 数值分析后台阶两相流动的特性以及流场涡结构的发展和演化过程. 结果表明: 两相流中颗粒的扩散特性既受到颗粒粒径的影响, 又与颗粒和涡结构的相互作用时间有关. 后台阶流场中增加结构物时, 流场涡结构发生变化, 即与扰动源保持一定距离后, 涡数量增多, 流场中颗粒分布不均匀, 较多颗粒聚集在涡的外缘.     

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．     

水平轴风力机的设计与流场特性数值预测

选用NACA44XX系列翼型,用基于叶素-动量理论的威尔森(Wilson)方法设计一模型风轮.考虑塔架机舱对流场特性的影响,合理地建立整机流动模型.在FLUENT软件中采用大涡模拟方法对该定桨距型的风力机进行三维绕流场的数值预测,得到流动细节与变形的螺旋形尾涡系.分析定桨距风力机的工作特点,并对尾涡变形原因做定性分析.结果表明:粘性耗散与塔架效应是引起尾涡变形的主要原因.     

单方柱绕流的直接数值模拟研究

为了揭示柱体绕流的湍流流动机理,采用直接数值模拟方法对雷诺数为1200的单方柱绕流工况进行研究。首先通过与文献中斯特劳哈尔数、平均流速和表面压强系数等统计量进行对比,验证了数值方法的可靠性。其次采用本征正交分解方法系统地提取流场中的相干结构,结果表明：对于速度场的模态分解,第一阶模态代表平均速度场的特征,第二、三阶模态提取的是流场中的低频大尺度旋涡特征,第四、第五阶模态提取的是流场中的高频小尺度旋涡特征。最后基于联合概率密度函数分析速度梯度张量第二、第三不变量,发现方柱下游大致可分为两个流动阶段：发展阶段,流场以涡流层结构和耗散作用为主,涡流管结构逐渐生成;成熟阶段,流场中湍流结构伴随着高涡量拟能和高能量耗散率。     

基于修正湍流冻结假设桥梁断面旋涡脱落分析

结构所受气动力的规律性变化在流场中表现为规律的旋涡脱落现象,而结构尾流中的规律性脱落的旋涡无论是否可以直接被观察到,都可以采用快照正交特征分解方法加以识别.结合了快照正交特征分解方法和小涡分解方法,并通过引入冻结湍流假设的部分假定,可以根据单个时刻的速度场数据获得结构旋涡规律性脱落的频率,并可根据相邻旋涡的距离获得结构的斯脱罗哈数.方柱绕流和某分离双箱桥梁断面尾迹流场的数值模拟验证结果表明,通过此方法计算得到斯脱罗哈数与采样升力系数幅值谱得到的斯脱罗哈数误差较小,因而此方法有较强的实用性.     

湍流场中涡线单元的结构分析

与描述湍流速度场的流线管单元[Wang L. On properties of fluid turbulence along streamlines. J Fluid Mech,2010, 648:183–203]的思想类似,为了描述湍流涡矢量场的结构,我们提出了一种新的结构分析方法,即涡线单元,可以用单元尺度和极值点涡量差值来表征.涡线单元与常用的涡管结构的不同可以概括为:涡线单元结构可以定量描述,并且是全空间填充的.在理论上这两个条件是保证我们可以将涡线单元的结构分析与全流场统计规律联系起来的必要前提,帮助理解和重构湍流涡量场.根据直接数值模拟数据,我们研究了涡线单元的统计与结构特性,包括尺度与手性等.根据涡线单元结构可以定量表征精细的条件统计,例如发现涡相关的动力学参数(例如拟涡能耗散率和涡拉伸率)强烈依赖于基于涡线单元结构的条件统计.这样一种结构分析方法为深入研究湍流场提供了新的手段.