叶轮机内附面层流动与分离的某些研究进展

通过总结有关叶轮机内附面层的研究工作认为,周期性扫掠的上游尾迹改变了附面层的转捩方式,给附面层流动带来了强烈的非定常性,不同的尾迹强度和扫过频率决定了附面层内不同的时空结构; 此外,雷诺数、叶片负荷、表面粗糙度和来流条件等因素均能影响尾迹对附面层的非定常效应.随后总结了尾迹对附面层作用的机理, 并介绍了转捩模型的发展过程.最后提出了关于附面层研究方向的两个疑问,认为附面层分离后的复杂旋涡流场值得重点关注.      

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.     

低湍流度风洞中湍流度对平板边界层转捩影响的试验研究

本文报告了在西北工业大学壁低流度风洞中进行了平板边界层转捩试验研究的简况及初步结果，试验湍流度为０．０２％、０．１％及０．３３％，用恒温热线风速仪测量时均速度型，求得边界层沿流向的位移厚度分布，并用示波器观察速度脉动脉形变化，从而确定起始转捩点和完全转捩点位置。结果表明，转捩的规律性和国外经典结果极为吻合。     

空间发展固管转捩的直接数值模拟

利用直接数值模拟研究圆管流动中由局部壁面引入的周期性吹吸(PSB)扰动沿流向的空间发展，流动的雷诺数Re选定为3000．在临界幅值的PSB扰动下，在较短的圆管内，圆管中的扰动沿流向快速增长，在足够长的圆管内，扰动沿流向持续增长发生转捩，流动发展到湍流阶段．     

固体激光微通道冷却器内流动特性的数值模拟

建立了固体激光微通道冷却器数学模型,运用商业软件Fluent进行求解计算,并与文献中数据进行对比,验证了模型的可靠性。分析微通道尺寸及结构对转捩雷诺数影响,结果表明:微通道当量直径对于转捩雷诺数影响甚微,收缩比的大小是引起转捩雷诺数不同的关键因素,最终确定了不同收缩比下的转捩雷诺数。     

基于POD-Galerkin降维方法的热毛细对流分岔分析

作为流动与传热相互耦合的非线性过程, 热毛细对流有着复杂的转捩过程, 探究流场和温度场随参数变化而发生的分岔现象, 是热毛细对流研究的一个重要课题. 基于本征正交分解的POD-Galerkin降维方法可以通过提取特征模态, 构建低维模型, 实现流场的快速计算. 数值分岔方法可以通过求解含参数动力系统的分岔方程, 直接计算稳定解和分岔点. 探究了将直接数值模拟方法、POD-Galerkin降维方法、数值分岔方法的优势结合, 以提高热毛细对流转捩过程分析效率的可行性. 利用直接数值模拟得到的流场和温度场数据, 构建了不同体积比下, 二维有限长液层热毛细对流的POD-Galerkin低维模型, 在低维模型上采用数值积分及数值分岔方法计算了分岔点, 得到了低维方程的分岔图. 在一定参数范围内, 在低维模型上模拟热毛细对流, 对雷诺数和体积比进行参数外推, 通过与直接数值模拟的结果对比, 验证了低维模型的准确性与鲁棒性. 说明了低维方程可以定性反映原高维系统的流动特性, 而定量方面, 由低维模型和直接数值模拟计算得到的周期解频率的相对误差大约为5%. 验证了利用POD-Galerkin降维方法研究热毛细对流的可行性.      

固体激光微通道冷却器内流动特性的数值模拟

建立了固体激光微通道冷却器数学模型,运用商业软件Fluent进行求解计算,并与文献中数据进行对比,验证了模型的可靠性。分析微通道尺寸及结构对转捩雷诺数影响,结果表明：微通道当量直径对于转捩雷诺数影响甚微,收缩比的大小是引起转捩雷诺数不同的关键因素,最终确定了不同收缩比下的转捩雷诺数。     

脉冲电弧等离子体激励控制超声速平板边界层转捩实验

脉冲电弧等离子体激励器具有局部加热效应强、扰动范围广等特点,在超声速流动控制中具有广阔的应用前景.本文运用电参数测量系统和高速纹影技术研究了脉冲电弧等离子体激励器在Ma=3来流条件下的电特性和流场特性;采用纳米粒子平面激光散射技术对超声速平板边界层的流动结构进行了精细测量,并对不同等离子体激励频率下的边界层转捩特性进行了研究.实验结果表明,脉冲电弧放电会产生速度较高的前驱冲击波和温度较高的热沉积区,给边界层施加连续不断的扰动.施加扰动的脉冲电弧等离子体激励能够促进超声速平板边界层转捩.并且脉冲放电的高频冲击效应可以促进转捩提前发生,且频率越高,效果越好,当施加激励频率为60 k Hz时,转捩区长度为0,湍流边界层厚度为25 mm.脉冲电弧等离子体激励器可以用来促进超声速边界层转捩.     

波纹壁对高超声速平板边界层稳定性的影响

高超声速边界层转捩会使飞行器表面热流和摩阻增加3～5倍,极大影响高超声速飞行器的性能.波纹壁作为一种可能的推迟边界层转捩的被动控制方法,具有较强的工程应用前景.文章研究了不同高度和安装位置的波纹壁对来流马赫数6.5的平板边界层稳定性的影响.采用直接数值模拟(DNS)得到层流场,并在上游分别引入不同频率的吹吸扰动以研究波纹壁对扰动演化的作用.对于不同位置的波纹壁,探究了其与同步点相对位置对其作用效果的影响,与相同工况下光滑平板的扰动演化结果进行了对比,发现当快慢模态同步点位于波纹壁上游时,波纹壁会对该频率的第二模态扰动起到抑制作用.当同步点位于波纹壁之中或者下游时,波纹壁对扰动的作用可能因为存在两种不同的机制而使得结果较为复杂.对于不同高度波纹壁,发现高度较低的波纹壁,其作用效果强弱与波纹壁高度成正相关,而更高的波纹壁则会减弱其作用效果.与DNS结果相比,线性稳定性理论可以定性预测波纹壁对高频吹吸扰动的作用,但在波纹壁附近的强非平行性区域误差较大.     

辛烷-空气混合物爆燃爆震转捩的数值模拟

爆燃向爆震转捩（简称DDT）的问题对爆震波的产生至关重要,是爆震波发动机研究中的核心问题之一。木文针对气态辛烷和空气混合物中产生的燃烧波在一维封闭空间传播的DDT问题,运用化学反应流动基本理论和两步反应模型,在拉格朗日质量坐标系中建立该现象的数学表达,气体动力学方程采用显式（S?）差分格式,化学反应项使用二级精度的Adams方法,开发了程序CULDDT,完成了过程的数值模拟,并与实验数据进行了对比,两者符合较好,为研究辛烷和空气混合物中产生爆震波的过程提供了一种可靠的数值方法。