基于三角波瓣混合器的超声速流场精细结构和掺混特性

在超声速吸气式混合层风洞中,采用基于纳米粒子的平面激光散射(NPLS)技术对平板混合层和三角波瓣混合器诱导的混合层流场精细结构进行了对比实验研究.上下两层来流的实测马赫数分别为1.98和2.84,对流马赫数为0.2.NPLS图像清晰地展示了Kelvin-Helmholtz涡、流向涡、波系结构以及大尺度涡结构的配对合并过程.通过对比分析时间相关的NPLS流场图像,发现了大尺度拟序结构随时间发展演化的非定常特性.基于流动显示结果,采用分形维数和间歇因子指标对流场结构和混合特性进行了定量分析.实验研究表明,三角波瓣混合器诱导的流向涡结构显著提高了上下两层来流的掺混效率,其流动远场的分形维数突破了平板混合层中完全湍流区的分形维数值,达到了1.88,流场结构表现出明显的破碎性,有利于流动在标量层面的扩散和掺混.流动间歇性分析表明,流向涡与展向涡的相互剪切作用主导着混合层的掺混特性,同时由于流向涡的卷吸作用,三角波瓣混合器诱导的混合层混合区域更大,更多的流质被卷入混合区完成混合.     

小尺度涡流发生器强化传热机理的研究

在矩形槽道内布置了不同高度的小尺度涡流发生器,采用湍流模型对流体在其中的流动与传热特性进行了数值模拟,并对流体在槽道中的传热和流动特性进行了对比研究.分析了小尺度涡流发生器诱导涡的特性及其对湍流相干结构的影响与作用,讨论了湍流相干结构对温度场的作用机理,解释了涡流发生器强化换热的机理.     

带喷流超声速后台阶流场精细结构及其运动特性研究

采用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)对带超声速喷流的后台阶流动精细结构进行了研究. 来流马赫数为3.4, 喷流实测马赫数为2.45, 而名义马赫数为2.5. 结果清晰地揭示了激波、剪切层、混合层、Kelvin-Helmholtz涡、羊角涡及湍流大尺度结构等大量典型流场结构. 基于大量流场精细结构图像, 对典型位置处的结构进行了空间两点相关性分析, 在喷流混合层前端涡结构小于湍流充分发展的尾端, 结构角相对也小. 喷流工作时, 模型台阶下游表面由一薄层气膜覆盖. 获得了模型流向和不同高度展向平面内的流场结构, 对照纹影试验结果, 分析了流动特点及时间演化规律. 采用微型压力扫描系统测试了模型表面的压力系数分布, 靠近喷流下游处压力系数区域0.0146. 针对NPLS图像做了流动的分形维数的分析, 发现在流动初始阶段分形维数接近于1, 越靠下游分形维数越高.     

基于涡流发生器的风洞试验段附面层控制数值模拟

沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一.利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性,重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律,对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨.结果表明,涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布,进而减小附面层厚度,降低附面层影响;涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度,安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响.基于计算结果初步设计了可用于2.4 m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器,在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66%左右,对核心流Mach数影响小于0.003,为涡流发生器的实际应用提供了依据.      

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。     

基于Ramp-VG阵列的超声速混合层流动控制实验研究

利用基于纳米示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术研究了Ramp-VG阵列对超声速混合层流场的控制效果.对流Mach数Mac=0.17.通过比较无控和控制状态下的混合层NPLS图像,发现控制状态下混合层流动速度提高了5％～15％,K-H不稳...     

等离子体合成射流对超声速混合层的混合增强

采用实验加仿真方法研究了等离子体合成射流对超声速混合层的影响.使用基于纳米粒子的平面激光散射技术(nanoparticle-based planar laser scattering,NPLS)、粒子图像测速技术(particle image velocimetry,PIV)以及纹影手段获取了单次脉冲对混合层的影响.采用二维数值仿真对布置在不同位置的高频激励器的混合效果以及激励器的性能进行了研究.通过对比有扰动和无扰动的NPLS、PIV以及纹影实验结果,发现等离子体合成射流对超声速混合层有明显的扰动,射流喷出时会产生较强的斜激波.对数值仿真结果的分析表明,等离子体合成射流可以有效地增强混合层的厚度.对比激励器布置在不同位置工况下的混合层厚度,可以看出在激励器隔板末端对混合层的扰动效果最好,混合层对在隔板末端的激励器扰动响应也是最快的.对等离子体合成射流激励器的性能分析表明,在隔板末端的激励器输出的能量最多.通过分析等离子体合成射流的作用过程,可以看出激励器在隔板上下表面布置的作用形式是通过作用来流进而影响混合层,在隔板尾端布置的等离子体合成射流激励器直接作用在混合层上,实现混合增强.     

气固两相平面混合层的直接数值模拟

本文采用直接数值模拟(DNS)方法研究了气固两相混合层的涡量场和颗粒扩散,分析了湍流混合层中涡结构的卷起和配对过程,并讨论了大尺度涡结构的配对过程对平均速度、雷诺应力的影响。同时分析了混合层中不同Stokes数的颗粒在涡结构的作用下的混合和扩散。结果显示Stokes数为1的颗粒主要分布在流场大尺度涡结构的外边界,而Stokes数为0.01在涡结构的作用下,在流场中充分混合。     

3维Mortar谱元法模拟Kelvin-Helmhtz不稳定性混合层

采用Mortar谱元法和多处理器并行计算技术模拟了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性湍流的混合发展过程,通过对混合层动量厚度、能谱和总动能的计算,评估了Kelvin-Helmhtz混合层的演化机理。计算结果表明:3维Mortar谱元法具有高计算精度和光滑区域的指数收敛特性,可以有效模拟混合层流动的湍流混合和演化,能够捕捉到涡的合并现象和大涡到小涡的级联过程;初期的混合层层流运动发展成具有连续谱结构的湍流运动过程,实现了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性混合层流动从2维发展到3维的转捩特征,总湍流统计动能的变化反映了粘性耗散过程的作用。通过对Kelvin-Helmhtz 3维界面不稳定性混合层流动和3维层流向湍流转捩过程的数值模拟,程序的有效性得到了验算,表明谱元法应用于湍流混合模拟是可行的。     

涡流发生器强化暖气片散热特性的数值研究

本文提出了一种基于纵向涡流发生器强化换热结构的暖气片散热器,并对其散热性能进行了数值模拟研究,着重分析了暖气片附近区域的温度场与速度场,基于场协同原理对其强化传热机理进行了解释,同时讨论了三角翼纵向涡流发生器的攻角与布置间距等关键参数对散热性能的影响.结果 表明,涡流发生器能显著增强散热,当三角翼纵向涡流发生器攻角为4...     

A flow control study of a supersonic mixing layer via NPLS

The flow control of a supersonic mixing layer was studied in a supersonic mixing layer wind tunnel with convective Mach number (Mc) at 0.5. The passive control of the mixing layer was achieved by perturbation tapes on the trailing edge of the splitter plate. The control effects of 2D and 3D perturbation tapes with different sizes were compared. The mixing layer was visualized via NPLS, and the transient fine structures were identifiable in NPLS images, which were used to analyze the effects of flow control. The results show that the 2D tapes can enhance the 2D characteristic of the mixing layer, delaying mixing layer transition; and the 3D tapes can enhance the 3D characteristic of the mixing layer, advancing mixing layer transition. 3D structures of the mixing layer were visualized, and the H-type Λ vortexes were found with 3D tapes control.     

脉冲激励下超音速混合层涡结构的演化机理

采用大涡模拟方法对脉冲激励作用下的超音速混合层流场进行数值模拟,所得结果清晰展示了流场中涡结构的独特生长机理.基于涡核位置提取方法,对超音速混合层流场中涡结构的空间尺寸和瞬时对流速度等动态特性进行了定量计算.通过分析流场中涡结构的动态特性在不同频率脉冲激励下的变化,揭示出受脉冲激励超音速混合层流场中涡结构的演化机理:涡结构的生长不再是依靠相邻涡-涡结构之间的配对与融合,而是通过涡核外围的一串小涡旋结构被依次吸进涡核来实现,且受激励流场中各个涡结构的空间尺寸变化较小;流场中的涡结构数量与脉冲频率成正比例关系,而涡结构的空间尺寸与脉冲频率成反比例关系;涡结构的平均对流速度随脉冲频率的增大而减小.针对受脉冲激励超音速混合层,给出了能够表征涡结构特性与脉冲激励参数之间关系的方程式,即受激励流场中涡结构的平均对流速度与脉冲周期的乘积近似等于流场中涡结构的空间尺寸(涡结构平均直径).     

Instantaneous and time-averaged flow structures around a blunt double-cone with or without supersonic film cooling visualized via nano-tracer planar laser scattering

In a Mach 3.8 wind tunnel, both instantaneous and time-averaged flow structures of different scales around a blunt double-cone with or without supersonic film cooling were visualized via nano-tracer planar laser scattering (NPLS), which has a high spatiotemporal resolution. Three experimental cases with different injection mass flux rates were carried out. Many typical flow structures were clearly shown, such as shock waves, expansion fans, shear layers, mixing layers, and turbulent boundary layers. The analysis of two NPLS images with an interval of 5 μs revealed the temporal evolution characteristics of flow structures. With matched pressures, the laminar length of the mixing layer was longer than that in the case with a larger mass flux rate, but the full covered region was shorter. Structures like K-H (Kelvin-Helmholtz) vortices were clearly seen in both flows. Without injection, the flow was similar to the supersonic flow over a backward-facing step, and the structures were relatively simpler, and there was a longer laminar region. Large scale structures such as hairpin vortices were visualized. In addition, the results were compared in part with the schlieren images captured by others under similar conditions.     

入流激励下可压缩剪切层中Kelvin-Helmholtz涡的响应特性

通过直接数值求解Navier-Stokes方程,研究了入流激励下可压缩剪切层中Kelvin-Helmholtz(KH)涡结构的响应特性,结果清晰地展示了KH涡的独特演化方式.基于流动可视化数据,采用两点相关性分析获得了流场拟序结构的空间尺寸和结构角分布.通过分析不同激励频率下涡结构的动态特性,揭示了入流激励下可压缩剪切层中KH涡结构的独特演化机理.研究结果表明,低频入流激励(f=5 k Hz)下KH涡尺寸在远场区域达到饱和后呈现锁频状态,KH涡量厚度稳定在12-14 mm之间;与自由剪切层涡结构通过配对合并的方式实现生长的机理不同,低频入流激励下剪切层的发展是通过中间涡核顺时针吞噬KH不稳定波诱导的一串外围小涡结构来实现生长.此外,针对高频激励(f=20 k Hz)下的剪切层流动,研究了涡结构特性和入流激励参数之间的定量关系,发现均匀分布涡结构的尺寸近似等于对流速度与入流激励频率之比.     

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     

The fractal measurement of experimental images of supersonic turbulent mixing layer

Flow visualization of supersonic mixing layer has been studied based on the high spatiotemporal resolution Nano-based Planar Laser Scattering(NPLS) method in SML-1 wind tunnel. The corresponding images distinctly reproduced the flow structure of laminar,transitional and turbulent region,with which the fractal measurement can be implemented. Two methods of measuring fractal dimension were introduced and compared. The fractal dimension of the transitional region and the fully developing turbulence region of supersonic mixing layer were measured based on the box-counting method. In the transitional region,the fractal dimension will increase with turbulent intensity. In the fully developing turbulent region,the fractal dimension will not vary apparently for different flow structures,which em-bodies the self-similarity of supersonic turbulence.     

带喷流超声速光学头罩流场气动光学畸变试验研究

超声速光学头罩在大气层内飞行时, 需要在光学窗口表面顺来流方向进行喷流冷却, 致使窗口上方流场更为复杂. 目标光线穿过窗口上方流场, 受到激波、膨胀波、混合层、湍流边界层等流场结构引起的变密度场影响而产生波前畸变, 导致成像出现偏移、抖动、模糊等气动光学效应. 本文对马赫数3.8来流条件下有无喷流时超声速光学头罩流场引起的气动光学波前畸变进行了试验研究. 基于纳米示踪的平面激光散射技术, 首先对流场图像进行密度校准获得高时空分辨率密度场, 然后采用光线追迹法计算得到波长532 nm平面光波垂直于光学窗口穿过流场后的光程差(optical path difference, OPD)分布, 并对窗口上方近壁区有无喷流状态的流场结构引起的 OPD分布进行了研究. 发现无喷流时, 流场结构相对较为简单, 窗口上方有较长的回流区和层流区, 而有喷流时窗口上方出现复杂的剪切层、混合层及湍流边界层, 流动很快就转捩为湍流结构, 其引起的气动光学畸变要明显高于无喷流状态. 无喷流状态相隔5 μs的流场引起的光程差均方根值分别为0.0348 和0.0356 μm, 有喷流状态的光程差均方根值分别为0.0462 和0.0485 μm. 关键词： 超声速 喷流 气动光学 光程差