俯抑振荡三角翼前缘涡破碎的流动显示

前缘后掠角为６５°和７０°的两个平板三角翼作俯仰振荡运动１，前缘涡破碎的流动显示实验研究在南京航空航天大学１米低速风洞中进行。俯仰振荡运动的攻角范围为０°－６０°，折合频率为０．０３和０．０６。采用四氯化钛发烟技术显示前缘涡核轨迹及涡破碎位置。     

俯仰振荡三角翼前缘涡破碎的流动显示

前缘后掠角为６５°和７０°的两个平板三角翼作俯仰振荡运动，前缘涡破碎的流动显示实验研究在南京航空航天大学１米低速风洞中进行。俯仰振荡运动的攻角范围为０°～６０°，折合频率为０．０３和０．０６。采用四氯化钛发烟技术显示前缘涡核轨迹及涡破碎位置。流动显示图形采用相位锁定照相记录。实验结果表明大幅俯仰振荡三角翼的动态涡破碎的弦向位置明显滞后于相应攻角下的静态位置，此滞后量随折合频率增加而增大。本文也根据测得的涡破碎位置随攻角变化曲线讨论了涡破碎位置的传播速度     

k-ωSST湍流模式三维激波分离流动修正

“激波?边界层分离”是航空气动领域的典型湍流非平衡流动问题, 准确模拟激波分离对于跨声速飞行器气动性能评估和优化设计具有重要意义. 然而传统涡黏性湍流模式中涡黏性系数的定义方式并不适用于非平衡流动, k-ω SST湍流模式为此引入的Bradshaw假设在应用于三维强逆压梯度和较大分离流动时反而限制了雷诺应力的生成, 导致包括k-ω SST在内的常用涡黏性湍流模式均无法对此类流动进行准确模拟. 同时, 现有的非线性雷诺应力本构关系也并不能有效提高模拟精度. 为此, 针对k-ω SST模式分别提出了基于Bradshaw假设和基于长度尺度的两种激波分离流动修正方法. 前者通过提高Bradshaw常数的方式放宽了对雷诺应力生成的限制, 后者则从湍流长度尺度概念出发, 利用混合长度理论、湍动能生成/耗散之比和一种新定义的长度尺度之比构造了ω方程耗散项修正函数, 提高了模式在三维激波分离流动中的建模长度尺度. 两种方法对ONERA M6机翼跨声速大攻角流动均能得到较雷诺应力模式更好的模拟结果. 进一步的雷诺应力分析表明, 三维激波分离流动中“主雷诺应力分量”的概念不再成立, 各雷诺应力分量大小接近. 网格收敛性分析、对其他攻角状态的验证以及湍流平板边界层壁面律验证进一步确认了所提出的两种修正方法的合理性、有效性和通用性.      

剪切流及分离流结构和层流-湍流转捩的研究(成就和问题)

本文介绍了剪切层(边界层,Poiseujlle.流、分离流、尾流)中层流向湍流转捩过程的连续各阶段的实验研究结果,包括:给定流动对外部扰动的敏感性,产生的波(拟序结构)的线性发展,以及引起有序的层流流态破坏的非线性过程.     

均匀来流中旋转圆柱黏性绕流的数值研究

从不可压非定常Ｎ－Ｓ方程出发，首次数值求解了均匀来流中圆柱作周向旋转振荡的黏性绕流问题。探讨了旋转角速度振幅、振荡频率及Ｒｅ数等因素对流场结构及其非定常演化过程的影响，并根据计算结果，给出了在旋转振动频率。速度振幅平面内流场涡结构的分区图。     

分离流动数值模拟的几个问题

介绍了分离流动现象.给出了三维定常粘性流动分离识别准则,研究了分离流动的性态.给出了应用于分离流动的六种模型及有关的控制方程.讨论了求解NS方程的数值方法和数值模拟的前景.特别研究了应用于分离流动的Eulcr方程的数值模拟问题.      

二维扩压叶栅非定常分离流控制途径探索

二维扩压叶栅非定常黏性数值模拟结果表明,在一定攻角范围内,叶片前缘点附近的周期性吹吸气激励能有效控制混乱的非定常分离流．详细研究了非定常激励频率、幅值、位置对流场的影响．满足一定条件的非定常激励能够使流动由无序变为有序,时均气动性能提高。     

二维曲壁扩压器内湍流边界层分离的研究

本文应用二维双色四光束激光多普勒测速仪和压强探针样细地测量了二维非对称曲面扩张通道内的不可压湍流边界层分离流动，得到了时均速度和雷诺剪应力以及正反向间歇流动因子和静压分布。实验结果分析表明；湍流边界层分离时，沿边界层高度方向存在着明显的压强差。压强差的极小值对应于位移厚度曲率的极大值和瞬时间歇分离点。Ｂａｒｄｉｎａ对数尾迹律可以较好地描述瞬时间歇分离点之前的边界层速度分布，但无法描述分离的边界层速     

机翼尺度效应对等离子体分离流动控制特性的影响

等离子体流动控制技术是一种以等离子体气动激励为控制手段的主动流动控制技术. 为了进一步提高等离子体激励器可控机翼尺度, 以超临界机翼SC(2)-0714大迎角分离流为研究对象, 以对称布局介质阻挡放电等离子体为控制方式, 以测力、粒子图像测速仪为研究手段, 从等离子体激励器特性研究出发, 深入开展了机翼尺度效应对等离子体控制的影响研究, 提出了适用于分离流控制的能效比系数, 探索了分离流等离子体控制机理, 掌握了机翼尺度对分离流控制的影响规律. 结果表明: (1)随着机翼尺度的增大, 布置到机翼上的激励器电极长度会相应增加; 在本文的参数研究范围内, 激励器的平均消耗功率不会随电极长度的增加而线性增大; 当电极长度达到一定阈值时, 激励器的平均消耗功率趋于定值; (2)在固定雷诺数的情况下, 随着机翼尺度的增大, 等离子体的控制效果并未降低, 激励器能效比系数提高; (3)等离子体在主流区诱导的大尺度展向涡与在壁面附近产生的一系列拟序结构成为分离流控制的关键. 研究结果为实现真实飞机的等离子体分离流控制, 推动等离子体流动控制技术工程化应用提供了技术支撑.      

用RNGK─ε模式数值模拟180°弯道内的湍流分离流动

将Ｙａｋｈｏｔ与Ｏｒｓｚａｇ新近提出的ＲＮＧＫ－ε湍流模式推广应用于１８０°强曲率弯道内的湍流分离流动的数值模拟，计算在任意曲线坐标下进行，并采用速度协变分量作为求解变量以保证计算的高度稳定性，控制方程的求解采用通常的控制容积法，文中给出了详细的数值计算结果，并与实验结果进行了比较，结果表明，ＲＮＧＫ－ε湍流模式能有效地模拟有强曲率影响的湍流分离流动，展示了这一模式在工程湍流计算中的前景     

渗流力学的新发展

渗流力学是研究流体在多孔介质内运动规律的科学。自1856年法国工程师达西提出线性渗流定律以来,渗流力学一直在向前发展,但最近10多年来的发展更为迅速,其主要动向是:渗流力学应用范围比以前更广;渗流力学理论以较快的速度不断深化;渗流力学研究手段不断实现现代化。本文主要对几项新型渗流——非等温渗流,物理化学渗流,非牛顿流体渗流,生物流体渗流,细观渗流的发展作了综述。      

分离流动激振控制的实验研究

综述了二维后向台阶、翼型以及轴墩称钝体等典型分离流动激振控制的实验研究．分析了激振控制分离流动的作用机理,得到了一个具有普适性的最佳激振频率范围．另外,介绍了目前常用的激振手段,并对其发展方向进行了展望      

高超音速湍流分离表面热流率的脉动特性

本文给出高超音速湍流分离不稳定特性的实验研究结果。试验条件是:自由流马赫数为 7.8,单位长度雷诺数为 3.5×10~7/米。分离流场由有限展长前向台阶产生,并用有高空间分辨率和快速响应的一列平齐安装的铂膜电阻温度计和多通道系统测量其表面热流率脉动。信号的条件采样分析结果表明:分离激波的根部由一束压缩波构成,流向展长约二分之一来流边界层厚度,在边界层外汇聚成单一主激波。这种激波结构极其不稳定,出现大尺度运动,流向运动的尺度约为分离激波上游影响区域长度的22％。激波振荡频率为一宽频带,主要集中在 1～3 千赫。在分离激波运动区域,热流脉动呈间歇性,在无扰动和激波扰动间跳跃。可以认为这种间歇性是分离激波系统大尺度振荡的结果。在激波运动区域的下游为分离区,流体继续压缩,热流脉动无间歇。     

绕壁面小障碍物的湍流边界层研究

采用RNGK－ε模型，对统平板壁面上的条柱、方柱等多种不同形状二维小障碍物的固壁剪切湍流进行数值研究，获得了小障碍物下游回流区及其发展区的时均速度场、回流分离点长度和湍流边界层厚度，计算结果与实验比较吻合良好．结果表明，小障碍物在壁面上的设置，明显地改变了平板壁面边界层的湍流形态和结构．     

速度分布对分层流中底部边界混合层结构的影响

对分层流中海底边界混合层发展问题提出了一个新的垂直积分模型。在这个模型里，新建立的能量方程中出现了一个表征速度大小随高度变化规律的参数，从而得出了被Ｐｏｌｌａｒｄ等人文章中应用的但被本文修正过的Ｒｉｃｈａｎｄｓｏｎ数封闭模型，对在水平乎底上的混合层成长问题，给出了分析解。从而把以往的公式都统一到本文的结果中，而且给出了以往海底边界混合层公式的理论依据与适用范围，这个结果与Ｗｅａｔｈｅｒｌｙ与Ｍａｒｔｉｎ（１９７８）用Ｍｅｌｌｏｒ与Ｙａｍａｄａ（１９７４）的高阶模型所得的数值解结果是基本一致的，并与现场实验相符。     

曲率和旋转对离心叶轮叶片上湍流边界层的影响

本文将曲率和旋转项引入二维湍流边界层动量方程中,导出动量损失厚度的积分关系式。分析了曲率和旋转对湍流结构的直接影响,并提出壁面速度分布律的修正表达式。     

湍流边界层中马蹄形涡的形成方式

本文使用一种新的流动显示方法——激光片光运动法和几种实验技巧对湍流边界层中的马蹄形涡进行了观测,发现并描述了其形成的四种方式:二次不稳定式、组合式、变形式和突发式。对这四种马蹄形涡的形成及发展进行了研究和比较。实验结果表明,这些马蹄形涡在尺度、运动速度和变形上是有差别的。     

纵向沟槽壁面湍流边界层内类开尔文-亥姆霍兹涡结构的流动显示

纵向沟槽壁面的湍流边界层,当沟槽的脊-脊内尺度无量纲展向间距s+ 在一定范围内,与光滑壁面湍流边界层相比,具有减阻效应;并在s+ 约为17 个黏性长度单位时减阻效果达到最优,之后其减阻趋弱,直至增阻;其原因可能是沟槽壁面湍流边界层由于“开尔文-亥姆霍兹” 不稳定性而产生的一种“类开尔文-亥姆霍兹”展向涡结构. 实验采用烟雾流动显示技术,首次在风洞中显示了这种“类开尔文-亥姆霍兹” 展向涡结构,确认了其存在性,并在概念上简单勾勒了其结构模型.      

减阻工况下壁面周期扰动对湍流边界层多尺度的影响

通过在平板壁面施加不同频率振幅的压电陶瓷振子周期性扰动,进行了湍流边界层主动控制减阻的实验研究.在压电陶瓷振子最大减阻工况下(80 V和160Hz),使用单丝边界层探针对压电振子自由端下游2mm处进行测量,得到不同法向位置流向速度信号的时间序列.通过对比施加控制前后的多尺度分析,发现压电振子产生的扰动只对近壁区产生影响,使得近壁区大尺度脉动降低,小尺度脉动强度增大,而对边界层的外区则基本没有影响.进一步对大尺度和小尺度的脉动信号进行条件平均,发现压电振子产生的扰动对小尺度脉动的影响在时间相位上并不均匀,小尺度脉动强度在大尺度脉动为正时比在大尺度脉动为负时具有更明显的增加.这表明壁面周期扰动主要通过使大尺度高速扫掠流体破碎为小尺度结构,来影响相应的高壁面摩擦事件,从而达到减阻效果.