微尺度涡流发生器尾迹涡的发展及其对激波边界层干涉的控制

采用数值模拟的方法研究了超音速流动中斜坡型、双排斜坡型和分裂斜坡型三种不同微尺度涡流发生器诱导的尾迹涡耗散过程和发展轨迹,并对比分析了不同结构涡流发生器布置对激波边界层干涉的控制作用效果。研究结果表明,研究的三种涡流发生器结构诱导的逆旋涡之间具有相互弱化作用。双排斜坡型涡流发生器诱导的逆旋涡之间的弱化作用最强,斜坡型涡流发生器次之,分裂斜坡型涡流发生器诱导的逆旋涡之间的弱化趋势最弱,涡量更易在下游边界层中得到保持。涡流发生器产生的逆旋涡在互相诱导的作用下逐渐向远离壁面边界层的方向移动,分裂斜坡型和双排斜坡型涡流发生器的尾迹涡远离壁面的运动轨迹均较斜坡型涡流发生器的尾迹涡更为平缓。双排斜坡型涡流发生器的尾迹涡远离壁面的趋势更显著弱于分裂斜坡型涡流发生器,有利于保持尾迹涡在边界层内部,提升边界层的抗分离能力。在两种因素综合作用下,双排斜坡型涡流发生器对激波边界层相互作用具有最优的控制效果,分裂斜坡型涡流发生器的控制效果次之。     

激波与层流/湍流边界层相互作用实验研究

在超声速风洞中,分别对层流和湍流来流条件下的边界层和斜激波(激波强度足以引起流动分离)相互干扰进行了实验研究,利用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了两种条件下流场的精细结构图像;利用粒子图像测速(PIV)技术获得了两种条件下流场的速度场和涡量场;综合运用NPLS结果和PIV结果对比分析了两种流动的瞬时流动结构和时间相关性,实验结果表明:层流边界层内的分离区呈现出狭长的条状,而湍流边界层内分离区呈现出较规则的椭圆;在入射激波上游距入射点较远的位置,层流边界层外围拟序结构会诱导出一系列压缩波系,进而汇聚成空间位置不稳定的诱导激波,而湍流边界层则是在入射激波上游较近的地方直接形成较强且稳定的诱导激波;在入射激波下游,层流边界层内的膨胀区域较小且急促,膨胀后产生的再附激波很弱,而湍流边界层内的膨胀区域较大,膨胀后产生的激波较强。     

湍流边界层中下扫流与“反发卡涡”

用氢气泡法观测湍流边界层的下扫流和有关的流动结构.实验中发现一种新型涡结构，它的特征与典型的发卡涡正好相反.发卡涡的头部指向下游，而它的头部指向上游； 发卡涡的两腿之间，由于涡的诱导产生上升流，而它则在其两腿之间，由于涡的诱导产生下扫流. 关键词： 湍流边界层 流动显示 流动结构 发卡涡     

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究

高超声速流动中, 大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象, 进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论, 研究基于温敏漆技术, 得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下, 攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析, 对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时, 通过对来流总压的调节, 得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果, 总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现, 高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征, 而在不同的Reynolds数下, 各个流动特征产生影响的范围不同, 随着Reynolds数的降低, 层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加, 而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。      

涡发生器结构对翼型绕流场的影响

为了研究涡发生器在风力机叶片上的应用,以进一步提高风力机气动效率,本文采用CFD数值模拟方法,分析涡发生器几何形状对其绕流场和翼型边界层特性的影响.涡发生器几何形状为同样高度的矩形、梯形和三角形。翼型为风力机专用翼型DU97-W-300。首先对数值模拟结果与实验值进行了对比,验证了数值方法的可信性。然后详细讨论了各种涡发生器所产生的集中涡涡量、翼型边界层特性、以及绕流场等沿流向的发展演变。总体上看,三角形涡发生器较适合用于风力机翼型的流动控制。     

低Reynolds数翼型绕流主动控制技术

在低Reynolds数条件下,翼型绕流的上表面边界层由于抗逆压梯度能力变差容易发生流动分离,从而形成长层流分离泡.分离泡通常是非定常的,会诱发边界层的转捩、再附并形成湍流边界层.这个过程会使翼型的气动性能急剧下降,并伴随着强非线性效应.转捩后形成的湍流边界层也会产生高摩擦阻力.针对这种现象,文章以NACA0012翼型为例,通过隐式大涡模拟研究了有效的主动控制方案.为了统一分离控制技术和湍流边界层减阻技术,研究了在平板或槽道湍流中取得较好控制效果的壁面垂向反向控制方案.首先利用隐式大涡模拟研究了低Reynolds数条件下NACA0012翼型绕流的流场特征.其次分析并验证了反向控制方案在分离区控制流场的可行性,发现反向控制在分离区的作用相当于基于流场信息的壁面抽吸控制,且控制具有实时性和高效性,控制抽吸了前缘的低能流体,使得翼型前缘附面层变薄,并增强了其抗逆压梯度的能力,较大程度提高了翼型的气动性能.最后在湍流边界层验证了其减阻控制效果,发现反向控制阻断了流向涡的法向输运,抑制了涡结构的发展,并减弱了猝发过程,使得湍流的高摩阻力得到了有效降低.      

双半球粗糙元对湍流边界层的影响

采用直接数值模拟的方法,对湍流边界层内加入两个半球粗糙元的流动进行研究,探索加入粗糙元后流场的边界层厚度、速度场、涡量、压力梯度等统计量规律。发现加入粗糙元后,原来的流场结构受到了粗糙元的破坏,层流受到这种强影响而转化为湍流,边界层的厚度在波动中不断增大。半球粗糙元造成了其表面上边界层的分离,并在后方产生了对流场的作用强烈的强雷诺应力区域。     

超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究

在Ma=3.0的超声速风洞中, 分别对上游边界层为超声速层流和湍流, 压缩角度为25°和28°的压缩拐角流动进行了实验研究. 采用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了流场整体和局部区域的精细结构, 边界层、剪切层、分离激波、回流区和再附激波等典型结构清晰可见, 测量了超声速层流压缩拐角壁面的压力系数. 从时间平均的流场结构中测量出分离激波、再附激波的角度和再附后重新发展的边界层的增长情况, 通过分析时间相关的流场NPLS图像, 可以发现流场结构随时间的演化特性. 实验结果表明: 在25°的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动发生了典型的分离, 边界层迅速增长失稳转捩, 并引起一道诱导激波, 流场中出现了K-H涡、剪切层和微弱压缩波结构, 而超声速湍流压缩拐角流动没有出现分离, 湍流边界层始终表现为附着状态; 在28° 的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动进一步分离, 回流区范围明显扩大, 诱导激波、分离激波向上游移动, 再附激波向下游移动, 分离区流动结构复杂, 相比之下, 超声速湍流压缩拐角流动的回流区范围明显较小, 边界层增长缓慢, 流场中没有出现诱导激波、K-H涡和压缩波, 流动分离区域的结构也相对简单, 但分离激波的强度则明显更强. 关键词： 压缩拐角 层流 湍流 流动结构     

直流纯氩层流等离子体射流的长度变化

采用主要由阴极、阳极以及介于阴极和阳极之间的中间段组成的直流非转移式电弧等离子体发生器,在大气压条件下,比较系统地研究了纯氩层流等离子体射流的长度随着弧电流、气体流量以及发生器结构而变化的规律。结果表明:层流射流的长度随弧电流和工作气流量的增加而增长;层流向湍流流动转变的临界气流量值随弧电流增大而提高;在发生器的伏安特性呈大梯度变化的情况下,射流长度随弧电流的变化幅度增大。     

超声速湍流边界层湍流统计与湍流结构分析

可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题,也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法,获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场,通过对湍流边界层的发展状态进行评估,得出有效的Reynolds数Re_θ范围约为2 600~4 600.对壁面摩阻系数开展了分解,获得了各分量的占比,对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析,包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等,得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式,分析了湍流边界层壁面律的分层特性,发现湍流的间歇特性主要分布在y+ < 30的区域,并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者,3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构,对近壁区湍流结构进行了分析,包括流向平面和展向平面,发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长,呈现狭长的特性,并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角;而在边界层外层,流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加,呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识,为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.      

基于雷诺应力模型的高精度分离涡模拟方法

基于Speziale-Sarkar-Gatski/Launder-Reece-Rodi(SSG/LRR)-ω雷诺应力模型发展了一类分离涡模拟方法,结合高精度加权紧致非线性格式在典型翼型及三角翼算例中进行了验证,并和传统基于线性涡粘模型的分离涡模拟方法进行了对比.结果表明:基于SSG/LRR-ω模型的分离涡模拟方法,提高了原雷诺应力模型对非定常分离湍流的模拟能力;同时相比于传统基于线性涡粘模型的分离涡模拟方法,尤其是在翼型最大升力迎角和三角翼涡破裂迎角附近,该方法在平均气动力预测的准确度、分离湍流模拟的精细度等方面更加优秀.     

湍流边界层拟序结构的大涡模拟研究

采用动力亚格子模型,利用大涡模拟方法模拟了雷诺数为13000的充分发展槽道湍流流动。从瞬时速度和脉动 速度场、脉动速度相关、均方根脉动涡量分布、以及瞬时涡量场等多个方面,对湍流边界层流动的拟序结构进行了分析, 包括近壁区小尺度湍流结构和瞬态过程,如条纹结构、喷射和扫掠过程、以及近壁旋涡结构等。     

三维边界层内诱导横流失稳模态的感受性机理

边界层感受性问题是层流向湍流转捩的初始阶段,在转捩过程中起关键性作用,尤其是三维边界层流动.因此,研究三维边界层感受性问题对进一步理解层流向湍流转捩机理以及湍流成因具有重要的理论意义.采用数值方法研究自由来流湍流与三维壁面局部粗糙相互作用下三维边界层的感受性问题,确定是否能在三维边界层内寻找一种新的横流失稳模态;确定在何种条件下三维边界层内能诱导出定常、非定常的横流失稳模态;探索自由来流湍流的强度、展向波数和法向波数以及三维壁面局部粗糙的大小和结构类型等因素在自由来流湍流与三维壁面局部粗糙作用下三维边界层内被激发出的感受性过程中有何影响,并确定何种横流失稳模态在三维边界层感受性过程中占据何种地位.对自由来流湍流与三维壁面局部粗糙作用激发三维边界层内感受性问题的深入研究,将有助于完善流动稳定性与湍流理论,为层流向湍流转捩过程的预测与控制提供合理的理论依据.     

纵向涡强化换热特性及机理分析

本文在尼Re=190～1125范围内对两种不同形状纵向涡发生器(矩形、三角形)以两种不同方式(渐缩式、渐扩式)布置于平行通道内的流动换热特性进行了三维数值模拟研究,并利用场协同原理对其换热机理进行了分析.结果表明:纵向涡使通道换热得到很大提高,通道平均Num数最大可提高46%.比较了通道性能评价指标(Num/Num0)/(f/f0),综合性能三角翼优于矩形翼,对于三角翼布置方式不同对综合性能影响不大,对于矩形翼渐扩方式布置优于渐缩方式.纵向涡使速度与温度梯度的平均夹角减小,通道中流场和温度场协同程度得到改善.     

压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响

采用三维CFD黏性模拟考察涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响.针对前缘钝化半径0.8 mm和3.2 mm的轴对称进气道外部流场,以涡发生器高度与当地位移边界层厚度比值为影响参数,考察流场结构与性能参数的影响规律.结果表明,涡发生器产生的干扰波系使得前缘激波向外偏移,下游近壁面流动与主流区出现明显的交换,下游流动出现明显的展向非均匀性.涡发生器对流动的影响沿流向逐渐减弱.在气流压缩性能方面,涡发生器下游压比、动压比沿流向开始增大,随后逐渐恢复到无涡发生器工况;Mach数、总压恢复系数开始降低,随后逐渐向无涡发生器工况趋近.涡发生器高度与当地位移边界层厚度的比值h可作为衡量其影响的重要参数.当h≤1.5时,进气道流场结构、性能参数的变化几乎可忽略,h≤3.0时进气道入口处性能参数几乎能够恢复到无涡发生器工况.      

粗糙壁面湍流边界层流动和拟序结构的大涡模拟研究

采用LES方法和虚拟粗糙元模型,,模拟了Rer=180有粗糙壁面的充分发展槽道湍流流动.从流向平均速度、脉动速度均方根、雷诺剪切应力、脉动速度相关,以及瞬时近壁准流向涡结构等多个方面,对粗糙壁面湍流边界层流动和拟序结构进行了分析.结果表明,粗糙壁面处雷诺剪切应力、脉动速度均方根以及近壁条带平均距离和准流向涡尺度都大于光滑壁面,且随着粗糙元高度的增加这种趋势更加明显.本工作为进一步研究颗粒在近壁区域的弥散规律奠定了基础.     

狭窄通道湍流纵向涡强化换热实验和数值研究

本文采用实验的方法,研究了单面加热矩形狭窄通道内,翼片型纵向涡发生器对流动换热的强化作用.在此基础上,应用大涡模拟的方法对通道内的瞬态流场及其对壁面对流换热的影响进行了研究,并将数值模拟与实验进行了比较.结果表明,通过添加翼片可以在流动中产生涡流,强化壁面边界层与流体的物质和能量交换,并验证了将大涡模拟应用于纵向涡强化换热研究的可行性.     

基于大涡模拟下风力机翼型非定常转捩流动的动态模态分解分析

翼型绕翼流动对风力机整机性能产生重要影响.本文基于大涡模拟方法,得到风力机翼型非定常转捩流动.通过对压力流场的动态模态分解(DMD)分析,发现翼型层流分离泡的生成和发展为流动主要非定常特征,且该特征具有主要频率.预估得到高增长率T-S扰动波频率与DMD模态频率接近,发现高频变化的分离泡由边界层分离点下游不远处的T-S扰动波诱导K-H不稳定性而主导,以及中低频的DMD模态表现为T-S扰动波所引起的湍流结构.对比不同攻角下的DMD分解结果,发现上表面分离泡会逐渐向前移动,长度变短;而下表面分离泡略微后移,长度变化不大.     

无限薄平板边界层前缘感受性过程的数值研究

在边界层流中层流向湍流转捩机理的研究一直是人们所关注的重要理论课题之一.感受性阶段是边界层内整个转捩过程中的初始阶段,它在层流向湍流转捩过程中起着关键性的作用.但是,在过去的边界层前缘感受性研究中大多数都是针对外部声波小扰动,很少见到考虑在自由流中普遍存在的自由来流湍流作用下边界层内诱导前缘感受性问题的相关报道.本文采用直接数值模拟的方法,研究自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动作用下边界层流中前缘感受性过程的内在机理.数值结果发现,在自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动作用下边界层流中能被感受出一组小扰动波,且它们的色散关系、增长率、中性曲线等结果都与流动稳定性中的线性理论获得的理论解相一致,由此可知在边界层内被激发产生的一组小扰动波就是Tollmien-Schlichting波,这也证明自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动相互作用是激发边界层流中前缘感受性过程的另一种物理机理;另外,还探讨了自由来流湍流度以及自由来流湍流的运动方向对无限薄平板边界层前缘感受性过程有何影响等.总之,开展边界层前缘感受性过程的深入研究,有益于完善流动稳定性理论,将为层流向湍流转捩过程的预测提供合理的理论依据.