开缝钝体尾迹的拟序结构

弄清开缝钝体尾迹的拟序结构是认识其火焰稳定机理的基础。在雷诺数R e为470000条件下,采用RNGk-ε模型对通道内的开缝钝体尾迹进行数值模拟来分析大涡尺度的拟序结构。模拟结果显示,偏向一侧的中缝流将近尾分成主回流区和次回流区,主回流区的漩涡脱落激发扰动,引起近尾的绝对不稳定。并提出单涡突然置于两剪切层间的漩涡脱落机理来解释拟序结构不稳定特性。为了验证上述结论,在闭式风洞中采用激光粒子测速技术(P IV)对开缝钝体的尾迹进行了实验研究,其结果与数值分析较好地吻合。     

单一水平轴风电机组尾迹的模拟方法与流动机理研究综述

为实现碳达峰、碳中和“3060”目标, 风能将在我国能源体系发挥重要作用. 风力机尾迹是影响风电性能和度电成本的关键因素, 需在风力机布置和控制设计中充分考虑. 本文首先介绍风力机尾迹的数值模拟方法, 包括解析模型、低阶模型、大涡模拟和来流湍流生成方法. 解析模型和低阶模型可快速计算风力机尾迹, 但依赖于模型参数, 且不能或不能准确预测尾迹湍流特性. 结合风力机参数化模型的大涡模拟可准确预测尾迹蜿蜒等湍流特征, 是流动机理研究的有力工具, 可为发展快速预测模型提供数据和理论支撑. 接着, 本文介绍了叶尖涡、中心涡和尾迹蜿蜒并讨论其产生机理. 对于湍流来流, 叶尖涡主要存在于近尾迹. 蜿蜒是远尾迹的主要特征, 影响下游风力机的来流特征. 尾迹蜿蜒的产生有两种机制: 来流大尺度涡和剪切层失稳. 数值和观测结果显示两种机制共同存在. 机舱和中心涡对尾迹蜿蜒有重要影响. 采用叶片和机舱的致动面模型可准确预测尾迹蜿蜒. 研究显示不同风力机尾迹间的湍流特征存在相似性, 为发展尾迹湍流的快速预测模型提供了理论依据. 当前研究多关注平坦地形上的风力机尾迹, 复杂地形和海洋环境下的大气湍流和风力机尾迹的机理复杂, 现有工程模型无法准确预测, 有待深入研究.      

基于卷积神经网络的钝体尾迹识别研究

针对相同特征长度不同钝体的尾迹结构相近,肉眼难于分辨的问题,提出了一种基于卷积神经网络的钝体尾迹识别方法,并在竖直肥皂膜水洞的典型钝体模型尾迹实验中获得高准确率验证.实验平台由自建竖直肥皂膜实验装置、钝体模型(方柱、圆柱和三角柱)及图像采集系统组成,可基于光学干涉法实现对不同速度下钝体肥皂膜尾迹的高清持续拍摄.所建立卷...     

方柱绕流的数值模拟

采用有限差分法,对雷诺数为2.2×10~4的方柱绕流进行了大涡模拟(简称LES)。运用时间分裂控制(Split-Operator)法,将N-S方程分为对流步、扩散步和传播步。对Smagorinsky假设在近壁区的发散问题用两层模型进行处理。对流项用迎风—中心差分格式模拟,压力方程用SOR法迭代求解。计算得到的沿对称线的时均顺流向速度与文献上的实验结果进行了比较,结果吻合较好,同时还对绕方柱流的流场结构进行了分析研究。     

壁面对串列双圆柱尾迹影响的实验研究

为研究壁面对近壁等直径串列双圆柱尾迹特性的影响,用PIV和压力传感器测量尾迹湍流的涡结构及频谱.实验在循环水槽内进行,基于圆柱直径D的雷诺数为1696,壁面边界层厚度为6.6D.影响尾迹流场结构的两个重要的特征参数是T/D和G/D(T为两圆柱中心间的距离,G为圆柱下表面与壁面间的距离),文中主要考察G/D的影响.实验中...     

用拉格朗日相关结构研究圆盘启动过程的流体输运

利用粒子成像测速(PIV)技术,得到了圆盘启动涡环流场的速度分布和涡量分布.圆盘启动涡环流场的有限时间李雅普诺夫指数场(Finit-time Lyapunov exponents,FTLE)以及拉格朗日相关结构(Lagrangian coherent structures,LCS)被计算出来.基于圆盘启动涡环流场的有限时间李雅普诺夫指数场以及拉格朗日相关结构,通过跟踪流体质点,对圆盘启动涡环流场的输运情况进行了分析.在圆盘启动涡环形成过程中,流体发现被圆盘和相互排斥的拉格朗日相关结构分成三部分.剪切流窗口(vorticity-flux window)被发现,涡量流通过剪切流窗口进入涡核.涡环的非定常边界被确定,它由相互排斥的拉格朗日相关结构背风面、圆盘以及剪切流窗口组成.     

基于本征正交分解的脉冲射流尾迹分析

基于雷诺平均N-S方程对脉冲射流作用下的翼型非定常流场进行数值模拟,采用本征正交分解(POD)方法对低频率、中等频率、高频率脉冲射流尾迹中涡结构的变化进行分析。结果表明：借助POD方法能够有效提取尾迹中小尺度涡结构的运动状态。POD方法提取的低阶模态主要反映了尾迹中强度最大的尾涡静态分离结构,对应脉冲射流的主频成分,高阶模态则主要反映了尾涡内部或尾涡之间的流动状态,对应脉冲射流的高阶倍频成分,尾涡内部的相互拉伸包含频率范围较广,尾涡之间的牵引分解包含频率较为单一;低频率下尾迹中仅能提取到一对主要尾涡,高频率下尾迹中能提取到多对强度相当的尾涡;低频率下尾涡单一且相互作用简单,用前六阶模态即可表征流场结构,高频率下尾涡数量多且相互作用复杂,需要更高阶模态才能表征其流场结构。     

有限长正方形棱柱绕流的双稳态现象

运用大涡模拟(large eddy simulation, LES) 方法对有限长正方形棱柱绕流进行了研究. 棱柱高宽比为5,一端固定于平板上,另一端为自由端. 平板表面边界层厚度可忽略不计. 基于自由流速度和棱柱宽度的雷诺数为3 900. 由计算结果发现,有限长棱柱的尾流在自由端后下扫流的作用下具有显著的三维性. 尾流中会交替出现两种典型的流动状态:一种是柱体两侧所脱落的涡在尾流中形成类似卡门涡街的交错排列状态;另一种是柱体尾流中涡团对称分布且无明显的周期性. 两种典型流动状态的交替出现,对有限长棱柱气动力特性有直接的影响.     

方形钝体受限绕流的三维数值模拟

采用一种具有二阶精度的分裂步有限元方法作为大涡模拟的空间离散格式,经过标准算例的验证后,对Re=1.0×104条件下的方形钝体三维受限湍流绕流流场进行了数值模拟.计算中,为消除初始效应,略去初始段的计算结果.数值分析表明在均匀来流条件下,该湍流场沿槽道轴面对称,并呈现出一定的拟周期特性.在流场特性分析的基础上,进行了湍流能耗场的分析,结果表明,方形钝体受限绕流的能耗主要集中在大涡丰富的流动区段内.计算过程反映出,采用该空间离散格式的大涡模拟方法,能够捕捉到非常丰富的涡系及涡动的时变过程,适用于方形钝体受限绕流的数值模拟.     

水下条纹沟槽表面近壁区流场的数值分析

近年来对于水下条纹沟槽表面减阻的研究多集中在试验方面,理论分析和数值计算进行的却不多。而由于受实验条件的限制,条纹沟槽表面减阻的微观机理也一直没有搞清楚。本文正是通过理论方面的分析和计算来进一步揭示条纹沟槽表面的微观流场。首先基于“第二涡群”论对条纹沟槽表面流场的减阻特性进行了理论分析,阐述了其减阻机理;在此基础上采用B．L两层代数模型,建立了条纹沟槽表面水下流场的简化数学模型;并利用有限差分法对近壁区流场进行了数值计算．首次通过理论计算的方法获得了条纹沟槽表面水下微观流场的速度分布;为以后进一步从理论和实验上研究条纹沟槽减阻特性奠定了重要的基础。     

LARGE EDDY SIMULATION ON THE EVOLUTION AND THE FAST-TIME PREDICTION OF AIRCRAFT WAKE VORTICES

随着我国人民生活水平的提高,航空运输的重要性与日俱增,航班延误问题也日益严重.尾流间隔（保障后机不受前机尾流影响的最小安全间隔）是制约机场效率的关键因素.针对这一工程应用问题,采用大涡模拟方法研究飞机尾涡在大气中的演变特性.研究工作首先发展了飞机尾涡演变的大涡模拟方法,将自适应网格技术应用于飞机尾涡演变的大涡模拟,大幅减少所需的网格量,提高计算效率.提出了升力面尾涡生成方法,在不增加计算量的情况下实现了尾涡卷起过程和远场衰减的组合模拟.在系列算例分析研究基础上,创建了基于大涡模拟计算结果的尾流间隔快速预测系统.该系统可以根据实时大气风场和进出港的前后飞机机型,快速预测并输出所需的尾流间隔.经过与场地测试数据比较表明,在北京市2014年的平均风速条件下,本系统预测的尾流间隔可在现有标准基础上缩减7%~50%,能够有效提高机场容量.     

串列风力机尾流干扰的研究简

广义致动盘方法是通过引入体积力代替叶片的致动盘技术与三维Navier-Stokes 方程相结合来获得风力机周围流场信息的一种方法. 该方法避免了花费大量网格与计算资源去求解风力机叶片的附面层,从而可以把更多的网格与计算资源用于风力机尾流流场的模拟,非常适合用于风力机尾流流场的研究. 以NH1500风力机为计算模型,将常规CFD (computational fluid dynamics) 方法与广义致动盘方法计算所得的叶片载荷分布进行比较,以验证广义致动盘方法的可行性. 然后使用广义致动盘方法对风场中串列风力机进行数值模拟,研究串列风力机之间间距变化时,上游风力机产生的尾流对下游风力机的干扰影响.     

均匀、振荡及组合流绕平板流动的尾迹研究

本文利用离散涡模型及改进的新生涡产生机制对三种不同来流绕平板的近尾迹进行数值研究。计算讨论了定常流中平板绕流流动的总体特性和近尾迹流场;对于简谐振荡来流,相应于K_c=2.0、4.0 和10.0 分别得到两种不同的尾迹形态。给出了小 K_c 数平板尾迹涡配对、运动的新模式而相应的阻力、惯性力系数计算比以前涡模拟结果更接近于 U 型管实验结果。对于流向组合来流本文模拟了涡锁定及其动力特性并于实验相符,给出了流向扰动对平板绕流流动的影响。     

圆柱绕流三维不稳定性的低维Galerkin法分析

利用低维Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法及Ｆｌｏｑｕｅｔ稳定性分析理论,计算分析了圆柱绕流的三维线性不稳定性．分析中构造了能较好描述尾迹区流动的周向基函数,建立了完备的合理的基函数组,改进了计算机算法．结果证实圆柱二维周期流对展向小扰动为不稳定的,正确地预计了出现三维长波不稳定性的临界雷诺数Ｒｅｃ＝１９０;扰动展向波长为λｃ一３．６ｄ．对雷诺数Ｒｅ为１８０,１９０两种工况下的圆柱三维绕流流场的计算进一步证实了这种流动的整体不稳定性．本文所预计的临界值比Ｎｏａｃｋ等人的结果更为精确,与Ｂａｒｋｌｅｙ等人的ＤＮＳ解一致,与Ｗｉｌｌｉａｍｓｏｎ的实验相符．     

Large eddy simulations of the flow past two side-by-side circular cylinders

A LES Large Eddy Simulation is performed to study the flow past two side-by-side circular cylinders at a Reynolds number of 5800, based on the free-stream velocity and the cylinders diameter. The centre-to-centre transverse pitch ratio T/D is varied from 1.5 to 3. Both cylinders are slightly heated and the small amount of heat can be treated as a passive scalar. The numerical simulations are in good agreement with experimental observations.     

圆柱绕流尾迹中相干结构对湍流特性的影响

实验研究了圆柱尾迹中相干结构对湍流平均量的影响.用一个X热线在距离圆柱体y/d=4测量参考信号,用X热线和冷线相结合的三线探头测量从x/d=10～40的圆柱绕流尾迹中的速度和温度脉动,用条件平均的方法研充圆柱绕流近尾迹中的相干结构,并对相干结构对动量和热量的湍流输运过程的影响进行初步分析.结果表明:相干结构对尾迹中速度的横向脉动影响最大;相干结构对湍流参数的影响随x/d的变化明显.该工作还对相干结构引起的湍动能产生率变成负和逆温度梯度输运现象做了定性的解释.     

STUDY OF NON-SUBMERGED GROIN TURBULENCE FLOW IN A SHALLOW OPEN CHANNEL BYLES

采用动态亚格子模式和浸没边界法,对宽浅槽道中的丁坝群绕流的水动力学特性进行了三维大涡模拟研究. 利用丁坝绕流,试验中采用粒子图像测速仪(particle image velocimetry, PIV)测量的试验中自由水面处的时间平均流速和湍动强度数据对模型进行率定,结果表明计算结果与试验数据吻合良好. 丁坝长度与丁坝之间距离的比值L/D对丁坝周围的水流流动形式、湍流强度、涡量分布有显著影响. 在L保持不变并且L/D较大时,丁坝之间的距离D较小,这限制了混合层的发展,因此混合层中的湍动强度和涡量都较小;同时丁坝之间的回流区的流线形式也发生明显变化. 此外,还给出了涡体在丁坝坝头附近产生,发展并向下游输运的动态过程.     

圆柱尾迹涡的三维演化及结构特征

应用无粘涡丝运动学理论和局部诱导近似(LIA)方法,以Lagrange观点跟踪涡丝在背景流场中运动,用数值方法研究了中等Re数(≈10~3)下圆柱分离尾迹中Kármán涡和涡辫区涡丝的三维演化的机制和动力学过程,及其结构特征。背景流场考虑为尾迹时间平均速度流场和Kármán涡街流场。初始展向小扰动为指数形式和谐波形式。结果指出:Kármán涡和涡辫区中的涡丝具有展向不稳定性,形成流向涡量。在尾迹的初期输运过程中,表现出有序的大、小尺度涡结构。并进一步分析了其产生的机理。     

求解脉动速度关联函数的新方法及其在平面湍尾流中的应用

将周培源给出的平面湍尾流的一级近似解作为已知量,代入湍流脉动速度方程中,在微尺度范围内,采用谱方法对该方程进行数值求解,得到了和实验结果符合的二阶、三阶、四阶脉动速度关联函数的计算结果。     

非定常空化流动涡旋运动及其流体动力特性

采用大涡模拟方法对绕水翼云状空化的水动力特性和非定常流场结构进行研究. 基于实验结果对数值方法进行验证,分析空化与流场内部涡旋结构之间的相互作用以及对水翼动力特性的影响. 研究结果表明:大涡模拟方法可以准确模拟绕水翼流动的非定常过程. 在无空化条件下,升阻力系数存在斯特劳哈数St = 0.85 的主频波动,这是由水翼尾部涡旋结构的发展脱落引起的;在云状空化条件下,升阻力系数存在St = 0.34 的高能量密度低频波动,这是由大规模云状空泡团的发展和脱落引起的;云状空化阶段的升阻力系数在St = 0.5~1.5 的范围内都存在较高的波动,这是由于空化现象对水翼尾缘涡旋结构的发展和脱落产生影响,在不同发展阶段,空化现象不同程度地降低尾缘涡旋结构脱落频率.