飞行器头部的涡系结构研究

通过三阶精度离散格式求解N-S方程,模拟了飞行器头部涡系流动过程,展示了不同层次的涡系结构.结果表明,较小攻角时,表面不同的鞍点与结点拓扑组合,在飞行器头部空间演化出不同的涡系.稳定螺旋点在空间演化为羊角涡,促使对称主涡向非对称发展.较大攻角时,头部空间演化出U型马蹄涡,通过牵制主涡涡核,抑制主涡向非对称发展.中等攻角时,飞行器头部既形成羊角涡,又形成马蹄涡,二者对主涡的作用是相反的.     

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。     

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.     

挡板角区分离涡演化模态的PIV研究

本文通过在水槽中利用PIV测试技术研究了平板与挡板形成的角区流场。角区内流场由于存在逆压梯度和粘性作用流动发生分离,形成大的分离漩涡,同时在主分离涡上游往往会诱导产生涡量较小的次级涡。重点关注了雷诺数对角区流动结构演化发展的影响,发现当雷诺数小于2653时,流场是定常的;当大于4592时分离涡的演化则是一个周期性的过程,呈现出非定常特性。     

缝式机匣处理对跨声速轴流压气机叶尖流场结构的非定常影响

为了揭示缝式机匣处理对压气机叶顶流场结构的影响机制,采用非定常数值模拟方法,对带有机匣处理的跨声速压气机进行了细致的研究。结果表明,机匣处理作用下叶顶流场的频率特征发生显著变化。实壁机匣条件下,间隙泄漏涡的破碎和分化脱落是叶顶流场非定常波动的主要诱因。在机匣处理作用下,间隙泄漏流获得有效激励,同时脱体激波后移,二者共同作用使泄漏涡破碎得到抑制,此时机匣处理的激励频率主导了叶顶流动的非定常特性。叶顶流场涡结构分析表明,间隙泄漏涡和角区涡的交互作用在不同流量工况呈现明显差异。在大流量工况,间隙泄漏涡和角区涡的相互作用较弱,流场中存在较为独立的双涡结构,而在小流量工况,间隙泄漏涡和角区涡相互作用变强,流场中出现强烈的交互涡结构变化。     

合成射流控制下低压高负荷透平叶片边界层分离大涡模拟

为了研究合成射流对低压高负荷透平叶片边界层流动分离进行控制的效果及机理,采用大涡模拟方法对利用合成射流控制低压高负荷透平Pak-B叶栅内的非稳态流动分离特性进行了研究.在合成射流控制下的结果表明:Pak-B叶栅吸力面流动分离位置变化不大,再附位置明显提前,叶栅吸力面尾缘区域逆压梯度明显减小,总压损失系数降低,分离泡尺寸缩小;叶栅吸力面大部分剪切层黏附于壁面,也未出现大尺度二维展向涡,静压脉动特征频率向高频转移,低频脉动幅值降低,大尺度涡旋结构发生变化.通过研究还发现:在吹气过程中,边界层外部高能流体被射流卷吸进入边界层内,边界层内流体能量增大进而抑制了分离;在吸气过程中,射流孔上游区域边界层厚度减小,流速增大,从而抑制了下游流动分离.     

分离板对圆柱体涡激振动特性影响的数值分析

圆柱形结构广泛地存在于自然界及工程界中,因粘性流动分离所诱发的涡激振动抑制问题一直备受国内外学者的密切关注。分离板作为常用的被动流动控制装置,其对圆柱形结构涡激振动的影响和抑制的内在机理还尚待开展深入的研究。文中基于升力振子模型和分离涡法（DES）,结合异步迭代算法,采用SIMPLE算法和Newmark-β法对离散的流体和结构方程进行强耦合的数值求解。数值验证了基于分离涡强耦合算法的准确性,开展了不同约化速度下（0 10时,分离板的存在会引起显著的驰振现象,圆柱振幅不断地增大;随U*的继续增加,剪切层在分离后又重新附着在分...     

声激励对圆射流流场结构控制的大涡模拟

为研究声激励对圆射流流场结构的控制作用,采用大涡模拟方法计算相锁定全局声激励下的圆射流(Re=2 020)流场.计算得出的未加激励时射流的优势频率与实验符合得很好.从多角度描述声激励对射流速度场和涡量场的影响,分析流场对声激励响应的频率选择特性.通过速度场的平均值、均方根值,概率密度函数,偏度,峰度,以及动量厚度的分布,显示声激励引起速度场和混合特性的改变.涡量和Q准则揭示流场拟序结构的演化,发现激励控制流场的主导涡结构是希尔球涡.研究表明,声激励是流场控制非常准确和有效的手段,当激励频率在优势频率附近时影响尤其明显,很小的能量输入便可以引起流场结构的显著改变.     

涡旋射流控制逆压梯度平板边界层分离的涡结构研究

为了研究涡旋射流控制边界层分离的物理机理,设计、搭建了涡旋射流控制逆压梯度平板边界层分离实验台,在此基础上对低雷诺数下平板边界层分离及射流控制进行了实验和数值研究.通过对比不同射流控制方式的统计特性及射流控制效果,揭示了射流流场大尺度相干结构的演化规律.射流瞬时流动细节的研究表明:发卡涡和类发卡涡是逆压梯度环境下直射流和斜射流中比较典型的涡结构;在斜射流中,随着类发卡涡的发展,射流孔下游发展成熟的类发卡涡涡腿外侧出现了不断增强的次生流向涡结构;次生涡结构对壁面附近能量的增大和质量的输运、耗散具有重要的作用.经对比发现,斜射流控制流动分离的效果明显优于直射流.     

采用球窝控制边界层分离流动的大涡模拟

用具有逆压梯度的平板分离流动模拟低压透平叶片吸力面的分离流动,采用基于动力Sma-gorinsky亚格子应力模型的大涡模拟对逆压梯度条件下布置在平板上单个球窝的流动特性及球窝对边界层分离流动控制的效果进行了研究,详细考察了球窝前沿边界层厚度和球窝深度的比值R分别为0.378、0.994和1.453时球窝的流动特性和控制性能.结果表明:R较小时控制性能最好;球窝内部的马蹄涡对球窝的流动起主导作用;球窝内的马蹄涡周期性脱落并在球窝尾迹区形成发夹涡排,发夹涡涡腿紧贴壁面形成流向涡,流向涡卷吸主流高能流体,由此增强了边界层能量.马蹄涡和发夹涡排对分离流动控制起主要作用.     

旋流条件下的气液环空流流动规律研究

针对涡流工具排液效果的问题,开展了旋流条件下气液两相流动模型的研究。考虑到旋流中角速度的存在,研究中采用气液流动在径向和周向上的动量和角动量平衡的方法,建立了气液流动控制方程,计算了液膜厚度,气液相旋流强度等参数以及压降梯度,并进行涡流工具实验验证模型。涡流工具降低压降损失的机理结果表明,安装涡流工具后流动压降可以降低5%~20%。根据实验及模型,在低速（气相速度小于13 m/s）时,小旋流角和高旋流强度更利于降低压降,而高速（气相速度大于16 m/s）时,高旋流强度会增加额外摩擦阻力。旋流强度的衰减速度会随着液相速度增大而减小,而随气相速度增大而增大。该研究结果可对涡流工具进行优化设计,以达到最佳排液效果。     

侧风影响下的飞机尾流强度消散与涡核运动

利用有利的侧风条件适度缩减尾流间隔以提升空域容量已成为国际空管研究的热点问题之一。在建立了A320机翼尾涡流场上,基于RANS方法采用RKE涡粘模型对雷诺应力项进行二方程封闭,提出利用UDF(用户自定义函数)编程技术分别施加静风、1 m/s、4 m/s、7 m/s 4个不同侧风风场,在"天河一号"超级计算机上开展数值模拟实验。基于试验数据,分析了不同侧风影响下的尾涡下沉运动、涡量衰减、尾涡横向运动、涡心速度等参数的变化规律。结果表明:受到侧风扰动后,尾涡涡量快速上升,其滚转力矩在短时间内迅速增加,尾涡涡心间距快速减小后又迅速反弹分离。在垂直方向上,尾涡反复上下跳跃,呈现出不稳定性,强侧风时的诱导湍流形成的剪切梯度会造成涡核脱落,涡体迸裂进而快速消散。在水平方向上,尾涡会被强侧风快速吹离主航路,有利于缩减所需的尾流间隔、提高机场运行效率。     

关于Smale马蹄的结构稳定性讨论

Smale马蹄(Smale Horseshoe)是S.Smale在1965年研究微分动力系统时构造出来的一个数学模型.在已有相关研究的基础上,对Smale马蹄的结构稳定性进行更深层次的分析,得到了两个重要结论:Smale马蹄在某些限制性条件下仍然成立;Smale马蹄在不变集∧上是结构稳定的.     

铁磁材料涡流损耗的定量分析

铁磁材料在交变磁场作用下会产生涡流损耗，对铁磁材料的涡流损耗进行了定量分析，根据铁磁材料样品表面的边界条件，求解麦克斯韦方程，得出涡流损耗系数的定量表达式，并对降低涡流损耗的方法和途径进行了讨论．     

涡街流量计在含气液体测量中的试验研究

在以水为连续相的流体里注入少量空气,空气为离散相,研究了涡街流量计在这种两相流条件下的测量特性。试验在直径为50 mm的水平管道中进行,水的流量为6~12 m3/h,注入的气体体积含气率为3%~15%。涡街流量计同时用谱分析以及脉冲计数对水流量进行测量,并且对两种不同测量方式进行了比较。通过对试验数据的处理,分析了不同的含气率对涡街流量计测量误差的影响。     

非对称来流下微型涡流发生器边界层流动控制

为有效改善超燃冲压发动机隔离段性能,运用数值模拟的方法研究了来流马赫数2.0条件下多种结构的微型涡流发生器的流动控制特性。研究结果表明随着微型涡流发生器后缘宽度的增加,隔离段内激波串长度有效缩短,高压前锋后移且整体式略优于分离式;整体式微型涡流发生器产生的流向涡对的横向距离较近,与下壁面的距离较分离式远,能在短距离流动过程中将动量传递给低动量区,有效改善边界层流动性,但作用距离较分离式短;带后缘宽度的微型涡流发生器可有效降低流场总压畸变,对流场质量改善作用要优于基本型。     

马蹄形隧道掏槽爆破三维数值模拟

文章利用ANSYS/LS-DYNA软件,采用三维数值计算方法,对马蹄形隧道掏槽爆破过程进行了动态模拟,得出一些有参考价值的结论。隧道岩石爆破时,应对危险区域进行监控,充分利用自由面对爆破效果的有利影响。     

轴向磁场作用下平均Taylor涡对湍流脉动的影响

采用基于高精度电流守恒格式的直接数值模拟方法，对轴向磁场作用下导电流体的湍流Taylor-Couette流动进行计算.在等电势边界条件的同心圆筒中，磁场与感生电流引起的反向周向速度分布、以及其对平均流动的影响被揭示出来.采用两种不同的湍流流场平均方法，将湍流中的全部脉动划分为平均流动(Taylor涡)的贡献和湍流的贡献.通过计算不同磁场强度下的湍动能的分布，对比分析轴向磁场对平均Taylor涡流和湍流两种贡献方式的影响.