超声速中等欠膨胀冲击射流的涡声关系研究

使用大涡模拟方法对冲击面为平面的超声速中等欠膨胀冲击射流进行了数值模拟.利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-Kutta法. 通过与经典的冲击射流实验比较,证实了程序的可靠性. 数值模拟得到了流场中不同尺度的涡结构和激波结构,观察到了上行声波和反射波以及流场中不同位置的声源,分析了冲击区剪切层附近区域的压强和涡旋转强度变化的频率、冲击平板上的压强变化频率以及射流剪切层中不同位置的涡合并出现的频率,发现冲击区剪切层附近区域的压强和涡强度变化以及射流剪切层中的涡合并现象和离散频率的冲击单音有重要关联.      

高效合成射流激励器研究进展及展望

合成射流作为一种具有优越控制效果的主动流动控制技术, 在提升飞行器气动性能、减振降噪、强化元器件散热等领域具有重要的学术意义和应用价值. 经过30余年的研究, 人们建立了更准确的合成射流数学模型, 合成射流具有高卷吸能力的物理机理也得到不断深化. 进一步优化合成射流激励器, 提高控制效率成为了研究的重点. 本文主要从激励器结构型式、激励器结构参数以及激励信号三个方面, 总结了近年来在提高合成射流控制效果方面取得的研究进展, 并对未来的研究重点进行了展望.

     

欠膨胀超声速射流不稳定性机理的数值研究

应用NND有限差分格式求解轴对称可压缩N-S方程,研究了不同驻室与环境压力比条件下欠膨胀超声速射流近场的失稳特性.计算结果表明欠膨胀超声速射流的失稳机制根据射流激波结构的特征可分为3种失稳模式:具有规则反射激波结构和单一剪切层特征的射流不稳定性;带有马赫反射激波结构和双剪切层特征的射流不稳定性;具有弯曲马赫杆和高度欠膨胀射流的不稳定性.对于欠膨胀超声速射流,沿射流方向重复出现拟周期性的射流激波结构是射流稳定发展的特征,这种射流激波结构的消失是射流开始失稳的标志.     

具有壁面射流激励的圆管内气相流动大涡模拟

采用大涡模拟方法和单方程亚格子模式对小尺度量进行模拟。研究了不同强度壁面射流激励对圆管内气相流动的影响,模拟结果给出了射流对瞬态拟序结构发展、时平均流向速度分布的影响。随着射流强度的增加,射流入口附近流体的回流现象增强。射流强度足够大时可以减小管壁处的切应力值,同时会减小壁面附近流动速度,这种速度分布会导致气体夹带颗粒的能力下降,从而在实际两相流动中容易造成壁面附近的气粒返混现象。     

基于主动流动控制的射流矢量偏转技术

本文介绍了一种基于主动流动控制技术的射流矢量偏转新方法和控制思路。通过在主射流出口两侧加装斜置扩张固壁板来降低射流两侧与固壁边界间的流体压力,将射流偏转由"不敏感-难控"转变成"敏感-易控",再在固壁板布置自行研制的斜出口合成射流激励器对主射流进行比例偏转控制。实验结果表明,射流最大偏转角可达15°。此外还研究了激励位置角度、激励频率、激励电压不同工作参数对射流矢量偏转控制的影响,实现了主射流偏转角的比例控制。当合成射流与主射流动量比为1∶43时,主射流偏转角可达13°,合成射流激励器消耗的能量为1.5W,初步实现了以小的能量消耗获取高的控制效益。     

微型射流涡流器对湍流边界层控制的数值研究

运用数值方法,模拟出展向分布的同向倾斜微型射流列与平板湍流边界层相互作用形成流向涡列的流场结构,验证了利用其来对湍流边界层进行控制的可能性.随射流间距减小,流向涡列控制作用流向渗透能力增强,但作用区域减小;随射流速度提高,流向涡列控制作用增强,但过大的射流速度反而会导致流向涡列在局部区域内控制作用的下降;随射流俯仰角减小、倾斜角增大,流向涡列初始控制作用增强,但过小的俯仰角、过大的倾斜角会导致流向涡列流向控制区域明显缩小.要保证流向涡列具有较强的湍流边界层控制作用,必须通过合理配置射流列各主要参数,在保证各流向涡具有一定强度的同时,还要确保各流向涡在形成时部分嵌入边界层内部.     

超声速射流装置的流场特性研究

超声速射流装置能很好地模拟榴弹引信发电机飞行时大气环境的工况,已成为地面考核和验收必不可少的设备.本文结合双曝光全息干涉技术和数值模拟方法,对超声速射流装置有无模型的流场进行了研究,将实验干涉图与数值模拟结果进行了比较,从而辨识出实验干涉图中的条纹级数并计算了条纹位移量,由此得出实验干涉图的密度场,经适当的修正就可应用到实物飞行中,解决了过去引信电机选取当地参考密度难的问题.另外由实验结果也验证了数值模拟结果的可靠性.     

激励小尺度模式在湍流圆管射流中的应用

采用非涡黏性的激励小尺度（Stimulated Small Scale)模式对空间发展的轴对称湍流圆管射流进行了大涡模拟。以雷诺数为10000的流动为例,考证了激励小尺度模式在自由剪切流模拟中的可行性,描述了湍流强度、雷诺应力和湍流耗散量的变化,同时与标准的Smagorinsky涡黏性模式的计算结果进行了比较。数值结果显示,激励小尺度模式能够更为合理地描述湍流的耗散特性和能量传输特性,从而较为准确地展示出空间发展射流中由于流动不稳定而出现的旋涡产生、发展、破碎及合并等过程。     

超声速平板边界层斜波失稳转捩过程研究

以5阶迎风和6阶对称紧致格式混合差分求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对Mach 数为4.5, Reynolds数为10000的空间发展平板边界层湍流进行了大涡模拟. 时间推进采用 紧致存储3阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为修正Smagorinsky涡黏性模型. 通过在 入口边界叠加一对线性最不稳定第一模态斜波扰动,数值模拟得到了平板层流边界层失稳转 捩直至湍流的演化过程. 对流场转捩过程中瞬时量及统计平均量的分析表明,数值模拟结果 与理论吻合,得到的Y型剪切层、交替\Lambda涡结构以及转捩后期的发卡涡结构的发展 变化与相关文献结果一致,湍流流谱定性合理.     

基于模态分解的轴对称超声速射流啸声产生位置数值分析

不完全膨胀超声速射流的势核中会产生准周期的激波栅格结构, 其与剪切层内拟序结构的相互作用会产生激波噪声. 啸声是主要向上游方向传播的、具有离散频率的高强度激波噪声, 其产生是受一种非线性的声反馈环机制驱动. 精确定位啸声的声源位置是定量理解啸声反馈环机制和发展准确的啸声预测模型的一个关键所在. 为了分析近场啸声, 本文采用高精度数值方法直接求解轴对称可压缩Navier-Stokes方程, 数值模拟了完全膨胀射流马赫数为1.10和1.15的圆形声速喷管欠膨胀超声速冷射流, 得到了A₁和A₂两种轴对称模态啸声. 通过傅里叶模态分解、本征模态分解和动态模态分解, 分析了射流时序压力场和速度场, 研究了啸声关联拟序流动结构的空间演化, 精确定位了轴对称模态啸声的声源位置. 研究表明: 啸声关联拟序流动结构存在饱和态区域, 啸声声波是在其饱和态区域产生并向外传播; 在本文所涉及的射流马赫数范围内, A₁和A₂两种轴对称模态啸声的有效声源位置分别是在第4和第3个激波栅格结构的尾缘.      

非淹没丁坝绕流的三维大涡模拟研究

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.     

Implicit large eddy simulation of a supersonic flat-plate boundary layer flow by weighted compact nonlinear scheme

The performance of implicit large eddy simulation (ILES) of a supersonic flat-plate turbulent boundary layer flow by weighted compact nonlinear scheme (WCNS) has been investigated. In view of features of WCNS and ILES, it was expected that ILES by WCNS could be an efficient approach to perform LES of supersonic turbulent flows. The flowfield calculated by WCNS was of lower turbulent intensity compared with an explicit LES data obtained by a numerical scheme of the same order of accuracy on a computational grid of similar resolution. It was concluded that the numerical dissipation inherent in WCNS is so large that applying WCNS to ILES of this flowfield is inefficient compared with explicit LES.     

零质量射流下波浪前缘叶片气动性能数值研究

针对垂直轴风机叶片大攻角工况下因流动分离导致的失速及颤振抖振问题, 引入零质量射流激励对波浪型前缘叶片进行流动分离控制. 采用大涡模拟方法建立了波浪前缘叶片绕流数值模型, 探究了主/被动耦合控制下叶片升阻力特性及其流动分离机理, 分析了射流参数(射流位置、动量系数)对波浪前缘叶片气动性能及失速特性的影响机制, 研究发现: 受控前后大攻角下波浪型前缘能诱导产生较小尺度流向涡, 降低后方大分离涡尺度, 波浪前缘与零质量射流耦合控制对于大攻角下流动分离抑制较单一控制更优; 零质量射流吹气时使前缘流向涡有更高的动能抵抗逆压梯度从而延迟流动分离, 吸气时会吸走流向涡的低动量流体, 抑制流向涡发展成大分离涡; 射流布置在距基准前缘0.033c处, 即位于前缘流向涡最前端, 能最大程度地参与前缘流向涡的生成, 升阻比的提升效果最好; 且升阻比提升量随着动量系数增大而增大, 但控制经济性在动量系数0.018时最优, 研究结果为垂直轴风力机失速控制提供了有益参考.

     

ACTIVE SEPARATION CONTROL FOR THE FLYING-WING UAV USING SYNTHETIC JET

以小展弦比飞翼式无人机为对象,开展了基于零质量射流的主动流动控制数值模拟研究. 比较分析了应用零质量射流前后飞翼式无人机纵向气动特性的改善效果,并通过流场特征的分析探讨了流动控制技术产生气动增益的原因. 研究结果表明在模型中等迎角、大迎角范围,零质量射流技术可以显著增加升力系数,最大幅值达25%,并且拓宽了纵向力矩的线性范围. 机理分析表明,零质量射流扰动通过提高模型绕流场的边界层掺混,增强附面层内外的动量输运,使得附面层有足够的能量克服逆压梯度和黏性损耗,从而达到减缓流动分离甚至使分离流再附的目的.     

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.     

Numerical prediction of turbulent flow structure generated by a synthetic cross‐jet into a turbulent boundary layer

A detailed numerical study using large‐eddy simulation (LES) and unsteady Reynolds‐averaged Navier–Stokes (URANS) was undertaken to investigate physical processes that are engendered in the injection of a circular synthetic (zero‐net mass flux) jet in a zero pressure gradient turbulent boundary layer. A complementary study was carried out and was verified by comparisons with the available experimental data that were obtained at corresponding conditions with the aim of achieving an improved understanding of fluid dynamics of the studied processes. The computations were conducted by OpenFOAM C++, and the physical realism of the incoming turbulent boundary layer was secured by employing random field generation algorithm. The cavity was computed with a sinusoidal transpiration boundary condition on its floor. The results from URANS computation and LES were compared and described qualitatively and quantitatively. There is a particular interest for acquiring the turbulent structures from the present numerical data. The numerical methods can capture vortical structures including a hairpin (primary) vortex and secondary structures. However, the present computations confirmed that URANS and LES are capable of predicting current flow field with a more detailed structure presented by LES data as expected. Copyright © 2011 John Wiley & Sons, Ltd.     

超声速来流横向狭缝喷流标量输运的混合RANS/LES模拟

采用基于时均湍流模型的混合RANS/LES模拟方法对超声速来流狭缝横向喷流标量输运过程进行大涡模拟,控制方程对流项采用五阶精度的WENO格式求解,过滤后的组分方程中的亚格子组分对流通量采用梯度扩散模化.模拟得到了超声速来流狭缝横向喷流大尺度涡和组分的演化过程,研究表明喷流具有明显的非定常周期性特点,并且组分随时间的空间分布特征决定于流动的大尺度结构.模拟得到的压力的统计时均结果和实验结果定性一致,但喷流前后的分离区较实验值过大,这表明混合RANS/LES需要进一步改进.     

圆盘近尾迹流场相关谱分析

对Re=22 000 时径厚比D/h=5 圆盘近尾迹开展大涡模拟数值研究. 通过对x/D=1, 2 和8 处脉动速度进行快速傅里叶变换（fast Fourier transformation, FFT）,发现3 个特征频率：斯特劳哈尔数St2=0.123 为自然脱落频率,与文献结果相符;较小频率St1=0.035,与回流区伸缩和剪切层附近涡旋脱落点的旋转相关;高频率St3=1.3～1.7 则与剪切层湍流结构相关. 通过分析截面r/D=2.8 圆周上两点间流向速度相关系数、相干谱和相位谱,发现相关系数受涡旋脱落影响出现以30°或45°为周期的正负波动,表明轴面上涡旋脱落点具有随机性.