可压缩空间发展混合层亚谐扰动作用分析

基于线性稳定性理论,建立了可压缩空间发展混合层亚谐扰动作用的唯象分析图,用以分析并判定亚谐扰动相差对基频涡卷非线性演化类型的影响,据此导出了基频涡卷各类非线性演化的定量的相差唯象模型. 研究发现,当亚谐扰动波长较小时,对于单一亚谐扰动,基频涡卷的演化类型共4 类,分别是撕裂、中心对称群并、第1 类非对称群并和第2 类非对称群并现象. 撕裂与中心对称群并为特殊现象,对应特定的相差点;非对称群并为常见现象,对应除这些相差点之外的相差区间. 当亚谐扰动波长较大时,由于扰动幅值随空间指数增长,只存在非对称群并现象.      

基频涡卷群并作用的唯象模型与数值分析

基于线性稳定性理论, 建立了可压缩时间发展混合层亚谐扰动作用的唯象分析图, 用以分析并判定亚谐扰动相差对基频涡卷非线性演化类型的影响, 据此导出了基频涡卷各非线性演化类型的定量的相差唯象模型. 研究发现, 对于单一亚谐扰动作用, 基频涡卷的演化类型可归纳为撕裂、中心对称群并和非对称群并3类演化现象. 撕裂现象和中心对称群并是特殊现象, 对应特定的相差点; 非对称群并为常见现象, 对应除这些相差点之外的相差区间, 并以逐级对并方式进行.      

平面可压基频涡卷非线性演化行为数值研究

采用高精度迎风/对称紧致混合差分算法,对可压自由剪切层转捩区中的几种典型展向大尺度涡作用型态进行了直接数值模拟,通过施加给定来流条件下的线性最不稳定黏性基频扰动及其亚谐扰动,以被动守恒标量技术给出了基频涡卷的饱和、撕裂、融合以及三涡对并等细节结构。分析显示,亚谐振动相差是促生基频涡卷不同非线性演化过程的重要因素之一,可对扰动量的发展变化,以及剪切层厚度和混合效率产生直接影响,计算结果同实验流动显示图像十分相似,表明了主导线性扰动的非线性耦合效应与一些实际涡作用行为间的内联系。     

可压缩自由剪切流混合转捩大涡模拟

针对湍流气动光学效应与冲压发动机气体混合机理问题,开展了可压缩混合层流动空间模式大涡模拟和时间模式直接数值模拟研究.通过对流场(包含亚/亚混合、超/亚混合两种情况)失稳、转捩直至完全湍流的空间发展过程的研究表明,对流Mach数0.4状态下流场失稳以二维最不稳定扰动为主;非线性发展中,基频涡对并及展向涡撕裂主控流动转捩,流场发生混合转捩;转捩后脉动流场基本达到局部各向同性,此时,湍流Mach数低于0.3,流动压缩性可近似忽略.     

超声速平面剪切层声辐射涡模态数值分析

对Mc = 1.2二维超声速空间发展平面自由剪切层, 进行了扰动模态及流动结构的数值分析. 采用时空三阶改进MacCormack格式, 差分求解可压缩扰动Navier-Stokes方程, 直接数值模拟入口不同基频谐波扰动的非线性演化特征. 采用空间线性稳定性理论证明, 计算所促发的扰动波是声辐射涡模态. 扰动参数及特征函数分析显示, 声辐射涡模态是弱色散的快／慢两种外部模态, 在扰动对流Mach数为超声速一侧呈膨胀／压缩状辐射. 单频受迫扰动可无相差地促发多模态混合扰动波, 而在自然扰动条件下, 剪切层的稳定性受慢模态主导.     

高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展

高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的, 在发展高机动飞行器的过程中, 其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态. 为此, 应在飞行器设计的早期阶段, 充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术, 以达到抑制非指令运动的目的. 由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关, 为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感, 以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性. 研究表明, 通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性, 并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律. 通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式, 研究它们所呈现的摇滚运动形态, 揭示其摇滚运动的不同主控流动机理, 在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术: 快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相. 在抑制非指令运动的研究中, 深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的, 应予以特别关注.     

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制.     

Blasius边界层的二次稳定性

采用人为中性方法使二维基本流达到有限幅值的平衡态,用小参数展开法求解二次稳定性方程.同时按 Floquet 理论研究了空间模式三维亚谐扰动的二次稳定性及幅值沿流向的演化.数值结果与实验结果一致.     

可解尺度各向同性湍流的标度律

针对大涡模拟, 首先利用 EDQNM 能谱和传输谱理论, 在3种不同的过滤器下分别计算可解尺度各向同性湍流的二阶、三阶结构函数标度律, 并通过速度差扭率验证了可解尺度湍流的 ESS 理论. 研究了该可解尺度湍流标度律及速度差扭率与多个因素的关系, 这些因素包括: 两点距离与过滤尺度的比、大涡模拟雷诺数和过滤器类型. 结果显示, 当两点距离位于过滤尺度量级时或大涡模拟雷诺数较小时, 可解尺度标度律与未过滤流场的标度律相差很大进而必须加以修正, 而且可解尺度流场也不再总是满足 ESS 理论进而对应的速度差扭率也需要修正. 然后通过3个例子介绍了这些结果在大涡模拟亚格子模型中的应用.      

等离子体激励器诱导射流的湍流特性研究

为了进一步掌握等离子体流动控制机理, 完善等离子体激励器数学模型, 提升等离子体激励器扰动能力, 采用粒子图像测速技术, 在静止空气下开展了介质阻挡放电等离子体激励器诱导射流特性研究. 实验时, 将非对称布局激励器布置在平板模型上, 随后将带有激励器的模型放置在有机玻璃箱内, 从而避免环境气流对测试结果的影响. 基于激励器诱导流场, 分析了激励电压对诱导射流特性的影响, 揭示了较高电压下诱导射流近壁区的拟序结构, 获得了卷起涡、二次涡等拟序结构的演化发展过程, 计算了卷起涡脱落频率, 阐述了卷起涡与启动涡的区别, 初步探索了卷起涡的耗散机制. 结果表明: (1)层流射流不能完全概括等离子体诱导射流特性, 激励电压是影响射流特性的重要参数. 当电压较低时, 诱导射流为层流射流; 当电压较高时, 诱导射流的雷诺数提高, 射流剪切层不稳定, 层流射流逐渐发展为湍流射流. (2)等离子体诱导湍流射流包含着卷起涡、二次涡等拟序结构; 在固定电压下, 这些涡结构存在恒定的卷起频率. (3)当激励电压较高时, 流动不稳定使得卷起涡发生了拉伸、变形, 引起了流场湍动能增大, 从而加速了卷起涡的耗散. 研究结果为全面认识激励器射流特性, 进一步挖掘激励器卷吸掺混能力, 提升激励器控制能力积累基础.      

圆射流中拟序涡配对的数值模拟

用三维涡丝法结合涡丝的增加与合并技术,对不可压圆射流场,数值模拟了在扰动中加入次谐波后流场拟序涡的配对,配对情况与实验结果一致,通过对不同时刻涡量图的比较与分析,给出了次谐波初始强度对涡配对的影响,初始强度越大,涡配对出现越早,涡配对位置越往上游移动;同时还得到了基波与次谐波初始相位差和涡配对的关系,没有相位差时,次谐波增长最快,相位差增加时,涡配对的速度降低。说明控制次谐波的初始强度和基波与次谐波的相位差,能起到控制圆射流剪切层乃至控制整个射流场的目的。     

The effects of initial perturbation to mixing-layer noise

The far-field noise radiated from mixing layers is determined by the near-field flow dynamics which is sensitive to the initial perturbation of instability introduced physically or numerically. This study focuses on the effects of the phase delay in two initial perturbations, one at the fundamental wave number and the other at its subharmonic both calculated from linear instability analysis, on the sound generation in mixing layers. When different phase delays φ₁ changing from zero to 2π is applied on the fundamental mode, we observe different vortex merging processes (e.g. vortex pairing or tearing). The strong nonlinear interaction in the merging process generates most of the noise from mixing layers. There shows a pattern in a period of 2π for the response of far-field sound to the change of φ₁. Similar effects on the dynamics and acoustics can be achieved by adding different phase delays φ₂ to the subharmonic mode instead, however, the response repeats in a period of only π for φ₂. The effects of the combination of different phase delays to other parameters, including the amplitude and wave number for each perturbations, are also investigated. All the results indicate a critical role of nonlinearity in the sound generation mechanism of mixing layers.     

PIV EXPERIMENTS ON FLOWFIELD CHARACTERISTICS OF ROTOR AIRFOIL DYNAMIC STALL AND MODIFICATIONS OF L-B MODEL

为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性,采用3D-PIV 技术,对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量,发现涡在不同位置处的输运速度不同：位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39,位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征,改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes,L-B）模型,将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位置变化的时变函数,修正后的模型计算得到翼型法向力峰值相对原L-B 模型提升5%,力矩系数负峰值相对原L-B 模型提升13%,与试验值相比更加吻合,表明修正后的翼型动态失速模型更好地体现了翼型前缘涡的物理特征.     

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.      

蜻蜓滑翔时柔性褶皱前翅气动特性分析

蜻蜓是自然界优秀的飞行家,滑翔是其常见且有效的飞行模式.蜻蜓优异的飞行能力来源于其翅膀的巧妙结构,褶皱是蜻蜓翅膀上最为显著的结构之一,不仅提高了翅膀的刚度,还改变了其气动特性,而飞行过程中柔性翅膀会产生变形是蜻蜓翅膀的另一特性.为揭示蜻蜓在滑翔时,柔性褶皱前翅的变形,探究褶皱和柔性的共同作用对其气动特性的影响,基于逆向工程,依据前人的测量数据和研究成果,通过三维建模软件建立了蜻蜓三维褶皱前翅的计算流体力学(computational fluiddynamics,CFD)模型和计算结构力学(computational structuralmechanics,CSD)模型,并通过模态分析验证了此模型有足够的精度.基于CFD方法和CFD/CSD双向流固耦合计算方法分别对蜻蜓滑翔飞行时刚性和柔性褶皱前翅的气动特性进行了数值模拟,结果表明,柔性褶皱前翅受气动载荷后,翅脉和翅膜产生形变,柔性前翅上下表面压力差相较于刚性前翅减小了,从而其升力和阻力也减小了,而在大攻角时,变形后的前缘脉诱导出比刚性前翅更强的前缘涡.因此在攻角小于10$^\circ$时刚性前翅的气动特性优于柔性前翅,继续增大攻角,柔性前翅的气动特性则优于刚性前翅.前翅受载后气动响应时间短,翅尖的变形最大,仅仅产生了垂直于翅膀所在平面方向上的变形,而没有发生扭转,翼根处受到应力最大,褶皱上凸部分承受蜻蜓滑翔时前翅的主要载荷.      

Vortex pairing in an axisymmetric jet using two-frequency acoustic forcing at low to moderate strouhal numbers

 Hot-wire measurement and multi-smoke wire flow visualization method are employed to study vortex pairing in the jet column mode under two-frequency forcing with controlled initial phase differences. For the range of 0.3<St _D <0.6, vortex pairing can be easily controlled by means of the fundamental and its subharmonic forcing with varying initial phase differences. As stable vortex pairing dominates, the variation of the subharmonic component with the initial phase difference changes from a sine shape to a cusp-like shape. The harmonics of the subharmonic also show similar trends. The detuning induces the amplitude and phase modulations of the u-signal in the time trace and the sideband growth in the spectra. The u-signal reflects the subharmonic variation with the initial phase difference in its envelope. For 0.6<St _D <0.9, non-pairing advection of vortices due to improper phase difference is sometimes observed under single-frequency forcing. In this case, vortex pairing can be made to occur by the addition of a subharmonic with very small amplitude. As the initial level of this subharmonic is increased, the onset position of vortex pairing moves upstream. In this range, the initial phase difference is not an effective parameter in controlling vortex pairing. Received: 22 May 1997 / Accepted: 16 October 1997     

流固耦合作用下真实人体上呼吸道呼吸流涡结构演化的数值仿真

通过构建真实人体上呼吸道三维规范模型,运用大涡模拟数值方法,对考虑流固耦合作用的低强度循环呼吸模式下人体上呼吸道内的呼吸流进行了数值仿真,研究分析了人体口喉模型及气管支气管内的气流涡结构及其演化过程。结果表明,循环吸气过程中,气流在口腔中部以及舌苔上部形成多个涡管,在声门部位形成强烈的射流,在气管前壁出现马蹄涡,到气管中部大尺度涡结构逐步消失,支气管中只剩下一系列小尺度涡结构;循环呼气过程中,气流在气管底部产生较为复杂的涡结构,随着气流在气管内的融合,涡强度逐步减弱,在咽喉后壁形成拱状涡,气流进入口腔后,涡结构破裂,涡量扩散,没有较大的涡结构产生。