新的螺肇桨尾涡近似方法

基于解析尾涡模式，提出了一种新的尾涡近似方法，尾涡分为近区和远区，在近区，尾涡在选定扇形截面上解析地求出，在其他处理过非线性插值求得；利用了解析尾涡的特点同时减少了计算量，根据流体连续性方程确定尾涡的收缩半径，避免了梢涡半径的不收敛性为重负荷螺旋桨设计和非设计工况下螺旋桨性能计算提供了一种有效的尾涡近似计算方法。     

船舶螺旋桨面元法的改进

按照库塔物理条件的基本精神,认为蒙瑞诺数值库塔条件的不足,讨论了螺旋桨面元理论不应忽略梢涡的真实存在,应该考虑尾涡强度沿流线衰减的影响,明确指出尾涡强度的衰减规律为指数衰减,具体构造了一种新的更为接近物理真实的数值库塔条件.并将这种数值库塔条件应用到螺旋桨敞水特性的数值分析中,得到一些有益的结论.     

螺旋桨升力面理论的涡系分析

本文通过对螺旋桨升力面的涡系模型的理论分析，引用模式函数及变密度自由涡 索的概念建立了模式自由涡密度的计算模型，并导出了与其相应的全部模式涡系的分 布密度及诱导速度公式。这样，就完满地解决了由于采用 Ｂｉｒｎｂａｕｍ级数而带来的 奇点积分问题，并大大地简化了计算．     

吊舱对螺旋桨水动力性能的影响

基于单桨式吊舱推进器定常水动力性能的理论计算方法及试验，探讨了吊舱对螺旋桨水动力性能的影响。性能理论计算中螺旋桨采用升力面理论涡格法，吊舱采用面元法，对螺旋桨与吊舱的相互影响进行了时间平均及迭代处理。通过计算分析了吊舱对桨叶载荷分布的影响，以及吊舱引起的伴流分布特性。     

基于大涡模拟的螺旋桨梢涡数值分析

为研究螺旋桨的梢涡脱落规律,基于STAR-CCM+软件平台,采用重叠网格技术和大涡模拟方法,通过求解纳维-斯托克斯方程,对螺旋桨的速度场和涡量场进行了详细的研究,并且比较了不同进速系数下螺旋桨梢涡形态的差别.数值研究结果表明:基于正交网格的大涡模拟能够较好地模拟螺旋桨的梢涡形态,低进速系数下螺旋桨的梢涡强度增大并且显得比较紊乱;高进速系数下螺旋桨梢涡则呈现出比较规则的螺旋涡管形状.     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长,尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势,研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此,本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡,有效改变翼尖气流的流动特性,增大速度梯度,减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度;不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下,小翼对尾涡强度的减小量不同。     

平头涡尾船型阻力性能研究

探讨了平头涡尾船型阻力性能其与常规船型阻力性能的联系，用运动状态下的水线长和等值船型，提出了平头涡尾船型的阻力模型。据此，运用船舶流体力学的基本观点对平头涡尾船型及其相对航速时所对应的等值常规船型进行了分析，建立了平头涡尾船型与常规船型的对应关系，论述了平头涡尾船型阻的机制和规律。并给出实船试验结果。     

单颗粒尾涡特性的大涡模拟

稠密气固两相流中颗粒尾涡的存在对其他颗粒的运动及两相流场结构的影响不可忽略. 本文采用大涡数值模拟的方法研究了气体流过一个100?m颗粒的尾涡特性, 对比计算了在不同颗粒雷诺数Rep下颗粒尾涡的存在对局部气流速度、压力的影响. 结果表明,Rep=100时尾涡影响区域的长度达颗粒粒径的5倍,颗粒前后最大压差达373.48Pa.     

基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算

为了实现对飞机尾涡的有效检测,提高机场跑道利用率,减少飞机延误,本文以尾涡物理模型为基础,分析尾涡的环量和径向速度分布规律,并结合尾涡的下沉及消散模型,提出一种基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算方法,即利用激光雷达回波数据提取尾涡流场的速度包络,解算出尾涡径向速度分布,并根据其反演出涡核位置及尾涡环量。采用仿真的动态尾涡流场激光雷达探测回波数据进行算例分析,验证了该方法的有效性。     

干扰板作用下飞机尾涡流场近地演变机理研究

为了更好地控制和规避飞机尾涡对飞行安全和机场运行效率的不利影响,本文重点研究近地尾涡的强度消散与涡核运动规律。使用ANSYS中的DM模块建立A320飞机机翼模型,并基于雷诺平均法(RANS)采用RKE涡黏模型对雷诺应力项进行方程封闭,在天河一号超级计算机上采用多段拼接方法开展大尺度脱体尾涡数值模拟实验。基于实验数据分析了地面效应对涡核的下沉趋势和水平运动、涡间距、涡量及涡核速度等的影响,然后在尾涡流场中增加接地竖板,研究在机场跑道端设置人工干扰板时的尾涡运动和消散规律。结果表明,地表附面层能分离出二次涡,其缠绕于主涡周围诱发主涡加速消散并改变尾涡速度场的分布;人工干扰板能有效削弱尾涡的湍流动能,诱导主涡分离出二次涡系,触发涡系产生Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性,加快主涡的下沉与迸裂,显著提高尾涡强度消散率。     

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．     

一种水平轴风力机尾流模型及其计算方法

基于现有的尾流模式,提出一种新的尾流计算方法.新的尾流模式将尾流分为近涡区和远涡区,在近涡区,尾涡在选定的扇形截面上解析求出,在其他处通过非线性插值求得.在尾涡中选取有限的离散点数计算诱导速度,减少了计算量,根据流体连续性方程确定尾涡的扩散半径,避免了梢涡半径的不收敛性.通过具体的风力机算例,与刚性尾流模型相比,该方法计算的轴向诱导因子其分布趋势更加合理,验证了该方法的正确性和实用性,为水平轴风力机风轮气动设计和性能计算提供一种有效的尾流模型计算方法.     

基于时空特征融合的飞机尾涡识别

为了实现动态尾流缩减技术,减少进近阶段前机尾流对后机飞行安全的影响。依据相干激光雷达(coherent Doppler lidar, CDL)扫描风场循环周期性特点,提出一种基于时空特征融合的飞机尾涡识别模型。首先,CDL扫描生成的径向速度风场转换成序列输入和块输入。然后,双向长短时记忆(bidirectional long short-term memory, Bi-LSTM)网络用于提取序列输入的时间域特征,卷积神经网络(convolutional neural network, CNN)网络用于提取径向速度风场块输入的空间域特征。最后,将融合的时间域和空间域特征输入全连接层分类器,得到最终分类识别结果。实验团队在深圳宝安机场附近采集风场,并构建尾流数据集来验证所提得融合模型。结果表明：基于CNN和Bi-LSTM时空特征融合模型具有较好的分类性能,在尾涡识别上的准确率、召回率、F₁分数分别达到97.13%、97.50%、97.03%,且相比单一模型是一种更有效的识别方式,能够获得实时高效尾流预警。     

环形涡旋光干涉叠加形成复合涡旋光的特性研究

采用数值模拟的方法对2束以高斯光束为背景的环形涡旋光相互叠加产生的复合涡旋进行研究,提出了一种求解共线叠加复合涡旋位置的图解方法,利用该方法可以得到准确的涡旋位置分布特性。研究表明,通过改变涡旋光的拓扑荷值以及束腰半径,复合涡旋光的奇点和强度分布都会发生改变,形成新的复合涡旋光场。     

先进旋涡燃烧室燃烧特性数值模拟

为研究先进驻涡燃烧室的燃烧特性,采用三维数值模拟方法,得出AVC中钝体布置对旋涡稳定性和总压损失系数的影响规律,并恰当选择AVC几何结构.对AVC燃烧和污染物排放特性的研究结果表明,AVC具有燃烧稳定性好、燃烧效率高、污染物排放水平低等优点.     

驻涡燃烧室内涡系分布研究

为清晰了解驻涡燃烧室内流场的涡系分布,对中心驻体为67%燃烧室当量宽度的驻涡燃烧室流场,在驻涡腔无喷射和有喷射两种状况下分别进行冷态数值模拟,详细研究流场内旋涡分布情况.结果表明:流道前部存在4个影响很小、沿流动方向运动、分布于驻体与端壁角区的螺旋状旋涡;流道后部存在1个由2个旋涡构成、面积较大的回流区;流道中部的驻涡区旋涡情况复杂,在驻涡腔无喷射情况下,主流与驻涡区之间悬挂驻留2个稳定的驻涡,驻涡腔内存在不稳定且数目不确定的旋涡;当驻涡腔前驻体有喷射存在时,驻涡腔内形成4个均匀且稳定的旋涡.