旋转翼—身—尾组合体非对称涡效应的数值模拟与计算

研究了旋转弹在超音速大攻角下，非对称涡的产生、发展以及气动力和力矩的数值模拟算法。以Ｆ．Ａ．Ｗｏｏｄｗａｒｄ等人的有限基本解方法为基础，计及了旋转对弹体脱落涡、弹翼前缘涡、侧缘涡和后缘涡等诸涡系生成、发展的影响。计算结果表明，所提出的方法反应了旋转飞行器超音速、大攻角的气动特性。     

细长体绕流流态拓扑结构轴向演化的数值研究

运用数值方法研究了细长体大攻角绕流背风面两侧主涡沿轴向交替形成、飘起、脱落的过程,提出了绕流截面流态拓扑结构的轴向演化规律,详细描述了主涡诱导产生二次涡、二次涡分割主涡衍生出tertiary涡、主涡与异侧二次涡绕合、主涡分割异侧主涡形成脱体涡等现象,突出了二次涡、tertiary涡的作用.分析了攻角大小对拓扑结构的影响:随攻角增大,轴向演化进程加快,非对称性增强,非对称流态向头部靠拢,准定常流动区域向前体收缩.     

三角翼周围非定常流动的三维涡方法数值模拟

为了研究三角翼周围不可压缩流动,利用离散涡元模拟了旋涡的产生、聚集和输送过程.用Lagrange法描述离散涡元的移动,涡元的移动速度通过广义Biot-Savart公式结合快速多级子展开方法计算,粘性扩散通过粒子强度交换(PSE)法模拟.数值模拟了80°后掠角的细长三角翼在低Reynolds数不同攻角下前缘涡的发展和非对称破裂特性,通过分析"滚转"力矩在攻角增大时的变化,得出自激"滚转"振动的起振攻角为23°.     

细长体绕流tertiary涡的形成与非对称过程

为探讨现代飞行器非对称流动中主涡的形成机理,利用染色线显示和荧光诱导激光片光技术,在北京航空航天大学1.2m水洞对细长体绕流过程进行了实验研究。结果表明,亚临界Re和大迎角零侧滑绕流时,细长体流场呈现复杂的非对称多涡流动现象。随着主涡的生成和发展,在模型背风侧再分离区诱导出一些次生结构,tertiary涡就是其中一种。沿着轴向,主涡发展成熟并依次脱落形成脱体涡,从主涡脱落点也依次产生新生主涡。其中,第1个新生涡由tertiary涡发展而来,而第2个和第3个新生涡则主要由分离剪切层卷绕生成。该文提出了tertiary涡演化为新生主涡的观点。     

绊线对叶片根部马蹄涡的影响研究

为了降低叶片根部马蹄涡的强度,在简化了的叶片-平板结构的上游某位置布置一根绊线.选用k-ωSST湍流模型和SIMPLE算法,使用fluent软件数值模拟不同固定位置、不同高度及不同形状的绊线对叶片根部马蹄涡所产生的影响.结果显示,每一种绊线都能不同程度地削弱马蹄涡系.放置在距离叶片根部d/T=1处且高度h/T=1/20(T为叶片最大厚度,d为绊线距离叶片距离,h为绊线高度)的方形截面形状的绊线,对绊线后的流动分布、流向涡空间尺度和马蹄涡的涡量整体控制有较好的效果.同时定义了表明马蹄涡强度的涡强系数(基于马蹄涡涡心涡量及涡心位置),在此控制工况下涡强系数降到原来的16%.另外,在考虑减小绊线对上游流动影响的情况下,截面为斜角30°的绊线是比较好的选择.     

涡发生器作用下圆柱涡激振动特性的试验研究

采用三角形涡发生器,选取不同的发生器构型、风偏角及风攻角进行风洞试验.结果表明:涡发生器能够缩短圆柱涡激振动的锁定区间,降低涡激振动的振幅.风偏角和风攻角的选取对控制效果有较大影响,当风攻角为70°时,控制效果最好.即使涡发生器设置在分离点之前距离较远处,也能对边界层起到较好的控制作用.涡发生器推迟了圆柱表面边界层的分离,对流场三维特性的影响表现在降低了圆柱表面风压展向相关性.     

湍流边界层Lagrangian拟序结构的辨识

用时间连续二维PIV测量充分发展湍流边界层,对测量得到的（x,y）平面速度场应用有限时间Lyapunov指数方法辨识Lagrangian拟序结构,发现湍流边界层中的典型Lagrangian拟序结构（LCS）是广义马蹄涡结构,其一端延伸至近壁流区,另一端向外层伸展,在头部具有明显的展向旋转趋势．对从FTLE场中辨识出的LCS的空间形态进行统计分析,发现LCS的倾斜角θ的概率密度分布在近壁区符合t分布,而在外层呈现为双峰分布,其概率峰分别对应马蹄涡的头部和颈部．空间相关分析表明,LCS的平均倾斜角靠沿法向先增加后减小,其数值和变动趋势与瞬时LCS倾斜角θ的均值相同．θ的最可几值在y^＋=100附近达到最大值24°,说明马蹄涡由涡颈过渡到涡头的位置最有可能出现在y^＋=100附近．最后对FTLE场进行了时间一空间相关分析,发现LCS的平均对流速度沿法向的分布在对数区与当地边界层的时均速度型基本一致,说明在湍流边界层中马蹄涡的对流决定了边界层内的流体输运特性．     

有壁均匀切交流中马蹄涡发展的数值模拟

从Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程出发．应用渐近衔接方法研究了马蹄涡在均匀切变流中的发展。在外层，用涡方法模拟了上抛和下扫两种马蹄涡的发展过程，初步地探讨了有壁切交流中马蹄涡的相干性。例如发现两种渴都向基本流的第一主变形率方向偏转，不断受到拉伸而增强等等。在内层，通过直接求解Ｓｔｏｋｅｓ方程而得到流场的发展过程，发现在外层扰动作用下，内层有新的涡产生并且随其厚度增加而缓缓升起。数值计算的结果与已有的流场显示结果相一致，从而说明涡动力学方法在研究切变层的拟序结构中是有效的。     

二维平板翼拍翼运动的涡流场显示

介绍了在装有液体的有机玻璃容器中进行的二维平板翼作悬停拍翼运动的流场显示实验．研究了低雷诺数运动下，仰俯旋转过程中不同的转动角速度，匀速平动阶段不同的水平攻角分别对流场结构的影响以及超前、对称、滞后三种相位模式下的涡流场结构．实验结果表明：挥拍过程中翼后缘的涡层不断地脱泻，前缘涡不断发展并附着在翼面是翼型产生高升力的重要机制；匀速平动阶段前缘涡的形成附着与水平攻角有关，攻角过小不易产生前缘涡，攻角过大则易使前缘涡与翼面分离；翼型的上仰过程使前缘涡得到加强，这对升力的产生有一定的贡献；三种相位下的涡流场形态各有不同，上挥（下拍）初期前缘涡的运动主要存在两种形态．     

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。     

叶根前缘VG对微型轴流风扇性能的影响

为降低微型轴流风扇叶根端壁区域二次流所引起的损失,根据涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶根前缘压力面侧设置微型直板的新型流动控制方法;以某微型轴流风扇为研究对象,采用数值模拟结合实验的方法,重点分析了不同安装角的涡流发生器对轴流风扇气动性能及内部流场的影响;研究结果表明：涡流发生器存在提高风扇静压与静压效率的最佳几何安装角,涡流发生器会对叶轮内部流场产生影响,由涡流发生器所形成的诱导涡与压力侧马蹄涡分支进行掺混,会削弱马蹄涡的强度,在一定程度上抑制了由马蹄涡参与演变成的通道涡的发展,使叶轮流道中流体进行再分配;在宏观方面,结构匹配的涡流发生器可提高风扇的气动性能,当涡流发生器安装角度为15°时,在风扇高效运行区间内同原型风扇相比,安装涡流发生器的风扇其静压最多提高8%,静压效率最大可提升2.4%。对于大轮毂比微型轴流风扇,由通道涡所引起的二次流损失不容忽视,同时在对叶轮进行设计优化时应重视叶根端壁处的结构设计。     

河道中钝体周围的床面冲刷试验研究

对泄洪闸闸墩、淹没薄壁长立方体以及圆柱形桥墩周围的河床床面冲刷进行了较为详细的试验。以试验所获得的大量测试数据、录像资料及照片为基础,分析了钝体周围的水流速度场、水流旋涡场、并重点分析了钝体周围的床面冲刷与钝体周围水流旋涡结构的关系,得出了关于河道中钝体周围床面冲刷的一些规律性结论。     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

绕斜锥头型回转体分离涡空化特性分析

为研究空化的发生机理,对绕斜锥头型回转体分离涡空化特性进行了数值模拟,结果表明,当水流过斜锥头型回转体时,在其前部几何拐点处形成中心型的分离涡.研究中,将其简化为二维椭圆涡,并基于边界层和涡流动理论对涡内的流线和压力分布进行理论分析,获得了不同斜锥角下分离涡尺度与初生空化的关系,并进一步对绕斜锥头型回转体空泡内流场结构和空泡几何特征变化规律进行了分析.      

平面涡旋光叠加形成复合涡旋的理论分析

复合涡旋可以通过不同的光学涡旋叠加产生,通过两束平面涡旋共线叠加,对两束平面光学涡旋的叠加作了理论分析.讨论了不同情况下复合涡旋中心的分布情况,通过几何解析法找到了涡旋核重合的两平面涡旋叠加后的复合涡旋中心,从理论上得出,这种叠加方式可以得到圆对称分布的复合涡旋.     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

圆柱绕流远场涡对的数值模拟

基于离散涡方法求得非定常、不稳定流场,数值模拟了三种不同时刻高雷诺数下圆柱绕流结构的发展,从流谱图、等涡量线图和涡谱图可以清晰地看出从近场的初生卡门涡街,过渡到远场的二次涡街的过程,计算结果发现：远场离散涡有形成二个涡的涡对及三个涡的涡对的趋势,计算结果说明了流体运动中涡对结构的本质：由于来流是均匀的,没有加入任何拔动,当流体流过钝体时产生具有剧烈分离的不稳定流动,因此在远场形成的二次涡对及卡门涡     

用离散涡方法模拟喷嘴出口射流流场的数值模型

根据流体力学原理,用离散涡方法建立了在复平面上模拟喷嘴出口流场的一套完整模型。在此基础上,用ＦＯＲＴＲＡＮ语言编写了计算机程序,模拟了喷嘴出口流场的速度分布,利用涡元矢量图对计算结果进行了分析,得出了射流在喷嘴出口分离流动及流场中旋涡形成及发展的规律。射流在有锐缘的地方会发生流动分离,形成的剪切边界层逐渐卷起,形成旋涡结构。在喷嘴出口与哨嘴出口处形成的旋涡结构,在势流流场和其它涡元的作用下逐渐向下游运动,并向两边扩散。由于粘性扩散及计算误差的影响,在远喷距处会出现涡旋结构变形