边界层转捩过程中环状涡和尖峰结构的演化

采用高精度直接数值模拟方法, 研究在边界层转捩过程后阶段中的环状涡和尖峰结构的非线性演化及其对流动的影响. 以平板可压缩流边界层转捩为例, 精细的数值模拟清楚地展示了环状涡等典型的涡结构及其上喷和下扫的流动现象, 证实了边界层转捩过程中尖峰结构的形成与环状涡紧密相关, 特别是, 对于最近在实验中观测到的正尖峰结构, 文中的数值结果也发现同样的结构, 并进行了相应的机理分析.     

槽道流转捩中发卡涡演化与波增长的关系

通过对槽道流常规转捩的直接数值模拟,研究了转捩突变前后,发卡涡的演化与T-S波增长的对应关系,重点对占流场绝大多数、转捩前期增长缓慢的T-S波的急速增长在发卡涡演化中所处的阶段进行了分析.研究发现,在发卡涡头部形成阶段,流场中典型的未增长起来的波一直保持着缓慢的增长趋势;当发卡涡头部产生分离时,这些波的实际增长率开始爆发式增加,并在短时间内呈数量级增长,急速增长的过程一直延续到发卡涡头部混乱之后.     

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.     

阻流比对平行壁面间圆柱绕流尾迹演化的影响

为了揭示阻流比对圆柱绕流尾迹演化特性的影响,采用多块O型网格,对低雷诺数下较宽阻流比范围的平行壁面间圆柱绕流进行数值模拟研究,讨论不同阻流比下壁面对圆柱绕流尾迹形态和尾迹转捩的影响,得到尾迹转捩临界雷诺数、双子涡和旋涡脱落的特征参数。研究结果表明:圆柱绕流尾迹转捩和尾迹形态受阻流比影响显著,尾迹转捩的第一、第二临界雷诺数随阻流比而增加,当阻流比超过临界值后,尾迹中出现2个附着于壁面的回流区;斯特劳哈尔数和阻力系数均值随阻流比而增加,而升力系数均方根在不同阻流比范围内则呈现出不同的变化规律。     

不同入射激波条件下激波与湍流边界层干扰的实验研究

本文在Ma=3.4超声速低噪声风洞中开展了不同入射激波条件下激波与来流壁面湍流边界层干扰的相关实验研究,得到了不同入射激波条件下的精细流场结构、壁面压力、壁面温度分布以及他们之间的相互关系.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)在单位雷诺数6.30×10~6m~(-1)条件下获得了激波与湍流边界层干扰典型流场精细的瞬态流动结构图像,并对瞬态流动图像进行统计分析,得到的诱导激波振荡位置满足正态分布.同时利用大气数据系统得到了不同入射激波条件下干扰区的壁面压力分布,以及不同入射激波强度下分离区流动结构与壁面压力变化的关系.利用温敏漆(TSP)技术,得到不同入射激波条件下干扰区模型壁面温度分布,分析了激波与湍流边界层干扰过程中出现G?rtler涡引起的条带结构与入射激波强度的关系.     

可压缩钝楔边界层转捩到湍流的直接数值模拟

直接数值模拟了来流Mach数为6的钝楔边界层在特定扰动(音速点附近壁面吹吸)下的转捩到湍流的整个过程. 分析了平均速度剖面, 脉动速度均方根及剪切应力等统计量, 并与不可压理论及实验结果进行了比较. 展示了转捩过程中的涡结构并分析了压力梯度对转捩的影响.     

二维单一粗糙元对边界层转捩影响的实验

在风洞中对水平光滑平板以及加有粗糙元平板的边界层转捩进行了测量与研究,比较了不同情况下平板边界层内由振动梁激励生成的T-S波沿流向和法向强度的分布规律,得到了相应的振型、增长曲线以及中性曲线。实验中发现与光滑平板边界层的下端开放式的拇指型中性曲线相比较,有粗糙元平板的中性曲线为封闭式的环形曲线,随着粗糙元高度的进一步增加中性曲线收缩为更小的闭合环。     

不同周期壁面局部微振动诱导边界层大涡结构

以平板边界层流动的Blasius解作为基本流场,利用直接数值模拟方法求解三维不可压缩N-S方程,研究了边界层中单个周期壁面局部微振动诱导大涡结构的过程.计算结果表明:壁面扰动完成时,周期为7.5,10和12.5诱导大涡结构的初始扰动速度与空间分布稍有差异.若周期为12.5,随着时间的增加,诱导形成的大涡结构扰动速度幅值不断增加,高低速条纹结构面积不断扩大;边界层近壁流向速度剖面存在较大拐点,雷诺应力明显大于周期为7.5和10的大涡结构.周期为7.5和10的诱导大涡结构较弱.壁面局部微振动可诱导边界层形成大涡结构,演化特性与局部微振动周期密切相关,周期越长,大涡结构强度也越大.     

基于NPLS技术的超声速混合层流动控制实验研究

在对流马赫数（Mc）为0.5的超声速混合层风洞中,通过在两股气流的分隔板上添加扰动片的方式,对超声速混合层进行了流动控制的实验研究。比较了不同尺寸下,二维扰动片和三维扰动片对混合层流动控制的效果。采用基于纳米粒子的平面激光散射技术（NPLS）进行流动显示,所得NPLS图像清楚地再现了混合层的流动结构,为比较流动控制的效果提供了有力的实验依据。流动控制的结果表明：二维扰动控制增强了混合层的二维特性,有利于推迟混合层的转捩;三维扰动控制增强了混合层的三维特性,使混合层转捩提前。采用NPLS技术对混合层内的三维结构进行了流动显示,在三维扰动控制下,混合层内部出现明显的H-型分布的A涡结构。     

平板边界层湍流的数值分析

对于不可压缩平板边界层的时间模式的直接数值模拟(DNS)而言,在转捩后继续计算,就可以得到湍流直接数值模拟结果.分析计算结果发现,当湍流充分发展后,其平均流剖面、各种量的脉动均方根值和雷诺应力等沿平板法向的分布都具有相似性.不过,从转捩完成至湍流充分发展之间有一过渡过程,其间上述相似性不成立.这一结果为简化但又较准确地计算工程技术问题中的湍流提供了一种可能性.此外,还分析了其他一些湍流特征,如形状因子和位移排移厚度随时间的演化规律.为了观察到相干结构,须将展向的计算域缩小一半,以增加分辨率,研究结果表明,湍流边界层近壁区存在相干结构,其主要表现是准流向涡或涡对.     

逆压梯度边界层壁面局部微振动诱导大涡结构

以边界层流动的Falkner - Skan解为基本流场,利用直接数值模拟方法求解三维不可压缩N-S方程,研究了单个周期壁面局部微振动诱导有压梯度边界层内大涡结构的演化过程.结果表明:无论是零压梯度或者逆压梯度边界层中,大涡结构初始扰动速度分布面积与幅值是相似的,但随着时间的推移,不同逆压梯度边界层中的大涡结构扰动速度幅...     

封闭方腔自然对流的涡结构和传热特性

为研究封闭方腔自然对流的涡结构和传热特性,对普朗特数,Pr=0.71,方腔高长比A=H/L=1,瑞利数Ra=1.58×109的二维封闭方腔自然对流进行了直接数值模拟. 给出了水平边界层发展阶段和垂直边界层转捩阶段的流场结构以及Nu数分布. 结果表明,压力梯度对方腔的水平速度变化起着决定性的作用;高Ra数下的自然对流在逆压梯度作用下水平方向形成一系列的涡,这些涡使得水平边界层流动形成分层结构;壁面Nu数与速度梯度?v/?y有着密不可分的关系.      

分布式粗糙前缘对NACA0012翼型失速特性的影响

以NACA0012翼型为研究对象,分析在全湍和转捩两种流动状态下分布式粗糙前缘对翼型失速特性的影响规律.使用Menter切应力输运模型和γ-Reet(Reθt为转捩动量厚度雷诺数,y为间歇因子)转捩模型,并分别耦合粗糙度模型和粗糙增长因子输运方程对翼型绕流进行模拟,分析翼型失速特性变化及失速前边界层流动发展状况.结果 ...     

平面自由湍射流拟序结构的大涡模拟研究

对空间发展的平面不可压缩湍射流拟序结构的非定常演化过程进行了大涡模拟。采用标志物浓度等值线分布示踪平面射流气相流动 ,Reynolds数为 1130 0 ,模拟结果再现了平面射流中 Kelvin- Helm holtz不稳定性的发生以及展向大尺度涡的卷起、合并、破碎过程。捕获到了射流拟序结构剧烈相互作用的“偶极子”和“三极子”现象。在拟序结构的配对过程中 ,大尺度旋涡的尾迹混合形成了流向“发卡”型拟序涡结构。平面射流拟序结构的时空演化过程所呈现出的卡门涡街特征主要集中于初始段的后部和过渡段的前端。数值流场显示结果和染线法的实验结果吻合得很好     

边界层人工转捩的大涡模拟及壁面脉动压力研究

为了验证边界层人工转捩技术实现船模边界层壁面脉动压力载荷相似的可行性,采用大涡模拟以及功率谱估计获得平板湍流边界层壁面脉动压力功率谱,并与试验值、半经验模型值进行了对比,验证了数值模拟的可靠性。采用大涡模拟获得了绊线上下游壁面脉动压力的均方值、自功率谱和波数频率谱;以脉动压力均方值、自功率谱特征为判据,对比了方形、锯齿形绊线的转捩效果。结果表明:绊线高度雷诺数大于吉宾斯雷诺数;两种绊线均可实现边界层转捩,且壁面脉动压力的功率谱特征、谱级相近;与同流速平板湍流边界层相比,即使在当地雷诺数较低时,绊线下游边界层壁面脉动压力自功率谱平台区仍然高出10 dB左右。设计的绊线可用于减弱船模边界层壁面脉动压力的尺度效应,并有助于实现壁面脉动压力载荷相似。     

高超声速边界层转捩的几点认识

边界层转捩问题是高超声速飞行器研制过程中必须关注的关键问题之一,世界各航空航天大国都大力支持相关研究,且近几年的资助呈现增长趋势.本文结合风洞实验、数值模拟和理论分析,对该领域目前存在的一些热点问题开展了相关研究,并提出了自己的观点.(1)在Φ1 m高超声速风洞中得到了单位雷诺数、攻角和头部钝度对钝锥边界层转捩的影响规律.(2)头部钝度对高超声速边界层转捩的影响存在趋势反转现象,但国际学术界迄今尚未找到合理解释.本文提出应考虑前缘激波对自由流扰动的影响,同时应从钝前缘感受性和熵层效应两个角度研究这种反转现象.本文从这两个角度出发,通过直接数值模拟(DNS)和稳定性分析获得了一些初步结果.(3)在转捩后期,第二模态扰动波增长到一定阶段后会出现安静区,紧接着出现低频模态,本文通过DNS和模态分解等方法揭示了第二模态和低频模态之间的关系.(4)最后介绍一种新的饱和横流涡二次失稳模态,它的增长率与Z模态相当,但是由法向剪切引起,被命名为Y′模态.     

Gao-Yong湍流模型对边界层转捩的适用性研究

准确预测边界层转捩对深入理解湍流边界层发展和飞行器翼型优化工业应用等具有重要意义。为提升Gao-Yong(G-Y)湍流模型对平板边界层发展及转捩特性预测的准确性与适用性，该文提出了采用G-Y漂移位矢Reynolds数(Re_T)表征当地湍流脉动强度的方法，建立实度系数(Cs)与Re_T间的函数关系，解决G-Y湍流模型中Cs取值间断、分布离散的问题。基于开源OpenFOAM软件开发了改进G-Y湍流模型的求解器，对经典平板边界层和转捩实验开展计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟并验证。研究结果表明，相比k-ω等传统雷诺平均(Reynolds averaged Naviers-Stokes,RANS)模型，改进后的G-Y湍流模型不仅能准确模拟边界层流动特征，还能合理预测边界层发展过程及转捩位置，准确性较高。结果表明，经过改进的G-Y湍流模型可进一步用于对边界层转捩特性的研究。     

高超声速圆锥边界层转捩反转数值研究

为研究高超声速边界层转捩中存在的转捩反转现象,基于雷诺平均的N-S方程,采用γ转捩模型对高超声速圆锥体绕流进行数值模拟,得到了圆锥边界层转捩位置随攻角、头部钝度的变化规律,分析了圆锥边界层转捩反转现象的流动机理.结果表明：当圆锥头部钝度增大到一定值时,圆锥边界层转捩位置随攻角增大呈现迎风面提前、背风面推迟的反转现象;圆锥边界层转捩出现攻角反转现象时,迎风面摩阻系数明显大于背风面摩阻系数且转捩前后摩阻变化更大,此时应重点关注迎风面的热防护;在零攻角条件下,随着圆锥头部钝度从很小值逐渐增大,圆锥边界层转捩位置呈现出“N”型反转现象;圆锥头部钝度增大到一定值时出现的边界层转捩反转现象的可能原因是随钝度增大头部激波后熵层高度显著增大引起的.     

平板表面边界层流态结构的数值模拟

采用γ-Reθt转捩模型对平板表面边界层进行了数值模拟,研究了边界层在法向和流向上的发展变化以及壁面粗糙度、来流风速、湍流度、压力梯度等因素对边界层发展的影响.研究结果表明:在转捩区间内壁面摩擦系数以及离壁面一定高度处的总压会发生突变,边界层厚度沿流向不断增厚但其增长率不断下降;层流边界层中黏应力占主导,湍流边界层中应...     

类后视镜钝体尾迹分析

后视镜是汽车前侧窗区域重要的气动噪声源,认识后视镜尾迹特征对研究后视镜气动噪声的产生机理有重要意义.搭建类后视镜钝体尾迹风洞试验平台,通过表面油流、热线风速仪和粒子成像测速仪(Particle Image Velocimetry,PIV)测量了类后视镜钝体的时均和瞬时尾迹.通过本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)识别后视镜尾迹中的大尺度相干结构.试验结果表明:受有限长度特征影响,后视镜尾迹与有限长柱体的尾迹特征类似,尾迹中存在交替涡脱落,尾迹涡脱落特征频率小于0.2.受端部下洗气流的影响,尾迹涡脱落特征频率在流向和展向分布不均.POD分析结果验证了交替涡脱落的存在,交替的涡脱落导致了尾迹回流区的流向和展向振荡现象.因此,后视镜尾迹与有限长柱体的尾迹类似,尾迹涡脱落主要受有限长特征的影响.