数值模拟二维喷管激波/湍流附面层干扰流动

采用可压缩性修正两方程湍流模型,数值模拟了3种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波/湍流附面层干扰流动,对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波/湍流附面层干扰流动的时均参数和脉动参数,无分离和有分离的激波/湍流附面层干扰流动的基本规律。      

具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰的数值模拟

采用雷诺平均N-S方程和B/L代数湍流模型计算了具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰流场。计算与实验结果的比较表明,本文方法可较准确地预测激波结构、激波与附面层干扰区流动基本特征及波后流动分离状态、激波位置、波前马赫数等参数。      

高压燃气涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析

采用气热耦合方法对采用径向内冷方式的MarkⅡ型跨声速高压燃气涡轮金属导叶进行数值模拟,通过分析叶片通道内的传热和流动过程发现叶片表面附面层内流动非常复杂,包含层流流动、转捩和湍流流动状态,所以只有使用转捩模型计算的叶片附面层内流动与实际情况相符,叶片壁面温度和换热系数分布与实验结果吻合的较好,使用其他湍流模型由于不能准确描述附面层内流动而使得计算结果误差相对较大,但是所有的湍流模型都能很好的模拟附面层以外流动.      

应用Transition k-kl-ω转捩模型对内冷叶片气热耦合的数值模拟

选取NASA-Mark Ⅱ跨声速叶片为算例,研究了Transition k-kl-ω转捩模型在内冷叶片气热耦合计算中的应用,探讨了整场耦合与冷却通道内采用对流换热系数准则耦合的差异。结果表明,该转捩模型相比其它全湍流模型能够更准确预测附面层内的层流和转捩状况;由于Transition k-kl-ω转捩模型转捩前期采用层流动能来描述扰动的发展,避免了使用含有来流湍流度的经验公式,引入了"分裂机制"来描述层流与湍流脉动间的相互作用,并且在旁路转捩和自然转捩源项模化中加入了Tollmien-Schlichting波的影响,对强激波后的温度计算相比常用的间歇因子转捩模型与实验值更吻合;换热系数准则耦合用于冷却通道传热计算,避免了冷却通道边界条件带来的误差,计算结果与实验吻合较好,更易于工程应用。     

静叶时序对压气机叶片附面层流动影响的数值研究

采用数值方法对两级低速压气机中径处的非定常流场进行模拟,针对压气机第2排静叶两个典型周向位置对动静叶干扰下的叶片附面层流动进行研究.建立尾迹与附面层干扰分析模型,结合叶片壁面摩擦力和近壁面附面层湍动能,详细分析了尾迹和势流干扰下静叶时序改变对叶片附面层流动产生的影响.对第2排静叶附面层的研究结果表明:静叶时序改变了尾迹在其叶排中的输运特征,能够降低壁面摩擦力和近壁面湍动能及其非定常最大波动幅值,影响吸力面附面层内动叶尾迹后沉寂区的宽度.在非定常条件下,尾迹能够诱导静叶层流附面层在尾迹干扰的局部范围内转捩发展为湍流状态,同时高湍流度尾迹的干扰具有抑制逆压梯度下附面层分离的作用,并能够延长层流区的范围.     

在激波风洞中转捩现象的观察

1.引言 众所周知,层流边界层的不稳定性分三个阶段:第一阶段由二维线化Tollmien-Schlichting波理论所制约(以下简称T-S波),已被许多实验所证实。第二阶段由于非线性和三维效应,T-S波在向下游传播时,它的幅值不再按上述理论预计的那样变化,但仍为有限幅值。第三阶段T-S波失稳,也即层流边界层失稳,向湍流转捩,最后发展成湍流。第二、第三阶段无理论可循,只有借助实验。Klebanoff在低速平板上,用热线风速仪仔细地研究了层流边界层第三阶段的特征。发现当T-S波失稳时,突     

SiO_2-水纳米流体在波壁管内流动特性的实验研究

实验研究了不同质量分数的SiO2-水纳米流体在波壁管内的流动特性,由于波壁管自身的结构特点,使流体在较小雷诺数下达到湍流状态,可以方便测出流体在层流、过渡流、湍流区的流动特性。研究发现：相同温度条件下,纳米流体的粘度随着质量分数的提高而增大;流动可视化照片显示纳米流体中由于内部纳米粒子的微运动促使流体均匀性更好;沿程阻力测试表明在层流区内摩擦系数随纳米流体质量分数的增加而增大,在过渡流和湍流区内摩擦系数随质量分数增加变化不大。     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型，当湍流度小于，当湍流度小于０．１％时，附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于０．１％ 后则影响明显；而对ＮＡＣＡ００２４对称翼型西式春表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。     

电离空气平衡边界层

本文绘出了电离空气层流和湍流边界层方程的一种相对简单又比较精确的解法,用本方法得到的电离空气驻点与非驻点层流及湍流热流与先前的实验与理论结果符合得很好。     

预混气不稳定性对螺旋爆轰结构的影响研究

为了明确预混气的不稳定性对螺旋爆轰内部结构的影响,在内径63.5mm的爆轰管道内进行了C_2H_2+2.5O_2+85%Ar,2H_2+O_2+50%Ar,C_2H_2+2.5O_2+70%Ar,C_2H_2+5N_2O和CH_4+2O_2的爆轰实验,得到壁面烟膜和端面烟熏玻璃记录的三波点轨迹。分析了预混气单头、双头、多头螺旋的差别及原因,发现预混气越不稳定,端面结构越难形成规则图形。稳定预混气向内部延伸模式较规律,不稳定预混气向内部延伸规律由于横波间相互干渉较难寻找。对多头胞格进行数字化处理,获得了壁面的三波点轨迹间距和端面的胞格尺寸数据以及方差。发现端面胞格的尺寸与壁面数据发展趋势一致,但是低于壁面数据,其中,C_2H_2+2.5O_2+85%Ar,2H_2+O_2+50%Ar,C_2H_2+2.5O_2+70%Ar和C_2H_2+5N_2O壁面横波间距分别由45.7,72.7,47.1和24.9减小为10.2,17.4,13.2和12.1,端面胞格由19.6,19.9,8.5和18.2减小为6.8,7.1,4.1和5.0。胞格离散度与轨迹间距离散度一致,但是胞格离散度更高,其原因在于壁面处的活化分子因为碰撞到壁面而减少。     

RANS方程和附面层方程耦合求解转捩位置的方法

研究了基于线性稳定性分析的RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程和附面层方程耦合求解转捩位置的方法。RANS方程计算得附面层外边界的速度分布作为附面层方程计算的输入,求解附面层方程得到稳定性分析需要的附面层参数。由于附面层的解在分离点处的奇异性,用交互式附面层方程求解方法。用基于线性稳定性分析的e^N方法计算转捩位置,并考虑了Tollmien-Schliching波和层流附面层分离造成的转捩。迭代求解RANS方程和附面层方程,直到转捩位置收敛。RANS求解中使用转捩过渡区模型,避免了点转捩模型引入的数值扰动。通过对NA-CA0012翼型的计算并和实验结果及Xfoil计算的结果进行比较,吻合较好,有较好的工程实用价值。     

采用洞壁附面层控制技术的多段翼型低速实验研究

为改善飞机的起降性能,在设计,选择各种增升装置过程中,必须进行多段冀型的低速风洞实验。 通常二元实验段的高宽比相当大,而模型几何展弦比小,实验段侧壁附面层将影响实验结果。模型越窄,影响就越严重。洞壁的湍流附面层在一个楔形区内向模型前缘的层流区扩展,使模型中部剖面转捩区大大前移。当二元翼型实验存在压力梯度时,洞壁处的流动变得异常复杂,总强度等于翼型环量的旋涡分散在洞壁的各个方向上,在翼型的各个截面产生相应的诱导速度和诱导迎角,从而影响了流动的二元性。     

超声速H_2/Air湍流扩散燃烧RANS数值模拟

为了研究修正的火焰面反应进度变量燃烧模型在超声速湍流扩散燃烧问题中的适用性,对德国宇航中心(DLR)超声速燃烧室开展RANS数值模拟。基于Open Foam软件平台中密度求解器分别对三维冷态场和燃烧场进行模拟分析。将网格自适应加密技术用于流场的计算;燃烧场计算中,通过分析不同压力下层流火焰面数据库,引入了反应进度变量源项的压力修正系数,压力修正系数α等于2.2。计算结果表明,冷态场中压力分布、波系分布、速度分布以及燃烧场中波系分布、速度分布、温度分布结果均与实验值符合较好。压力修正方法能够较好地解决超声速湍流扩散燃烧问题。湍流Schmidt数敏感性分析表明,湍流Schmidt数Sct对湍流火焰结构有较大影响,文中Sct等于0.7时能得到与实验值较为一致的分布。     

介绍一个非前缘加热的平均对流换热系数的计算公式

有关研究平壁层流附面层内的对流换热理论很多,而且日趋成熟。由积分近似解可导得平壁层流附面层的局部对流换热系数的计算公式: 当加热点离前缘的距离x_o=0或x>>x_o时,对上式进行积分,可直接导得平均对流换热的关系式为: 然而,至今尚未看到直接求解非前缘开始加热的平壁层流附面层的平均对流换热系数的代数式,而常常需用图解法或辛普生法等求出积分近似解。      

转捩和湍流研究的最新进展

湍流和转捩研究是流体物理中最重要的基本问题,近年来在这方面的研究采用不同的方法（理论方法,实验方法,数值方法）取得一系列重要进展,本文介绍亚谐共振理论,二次失稳理论,非线性自相互作用理论（非亚谐共振）ＰＳＥ模拟等转捩理论;ＣＳｓｏｌｉｔｏｎｓ发现的实验事实,湍流边界层中的Ｂｕｒｓｔｉｎｇ过程的描述等近年来湍流和转捩研究最重要的进展。Ｋａｃｈａｎｏｖ和作者的发现为物理建立从层流通向湍流的道路提供了重     

不可压缩平板边界层转捩中突变过程的数值模拟

采用时间模式对不可压平板边界层从层流到湍流的转捩过程进行了直接数值模拟.分析结果表明:在层流-湍流转捩的突变过程开始之前,已经产生非线性作用;二维波与三维波的幅值实际增长率也偏离线性状态,而且在二者之间存在能量转移的迹象.在突变过程中,速度变形率对总应力的影响较大,在转捩结束后雷诺应力对总应力的影响比较显著.研究表明:正是由于大量谐波被快速激发并增大,导致了雷诺应力及其法向梯度也快速增大.这使得平均流剖面快速被修正,流动快速转为湍流.      

中介机匣附面层数值计算与试验分析

对位于低压风扇出口和高压压气机进口间的中介机匣壁面附面层的分布作了数值计算和试验研究。采用反积分和差分方法分别求解有分离的紊流附面层和层流附面层方程，对层流分离到紊流再附着，层流到紊流的转捩及紊流分离进行了判别，并测量了不同进口马赫数条件下的中介机匣壁面的静压和附面层厚度的分布，对比情况说明，计算结果和试验数据基本吻合。     

考虑压缩性的Langtry转捩模型对双楔平板附面层复杂流动数值模拟研究(英文)

使用一种修正基于当地变量加入压缩性修正进行转捩判断的转捩模型对高超声速下的双楔平板外形的激波/附面层干扰现象进行了研究,并通过数值计算考量了激波边界层中流场特性受高温壁和前缘钝度的影响。通过与实验数据的比较发现,在第1个斜坡存在层流边界层和层流分离现象,前缘钝度和壁面温度对Kink处的分离特性有着重要的影响,并通过和实验静压分布与纹影法得到的激波附面层比较,使用转捩模型得到了不错的结果。     

斜激波极值规律的边界层影响

采用边界层理论与斜激波/膨胀波精确算法，建立一种结合Eckert参考温度法和Illingworth-Stewartson变换法优势的边界层权重算法，用于研究超声速黏性楔面边界层位移厚度对斜激波极值规律的影响。分别应用层流Navier-Stokes方程和湍流Navier-Stokes方程的CFD解算器对边界层新模型进行了算例精度评估。在来流马赫数为1.2~2.4和楔面角为3°~20°的范围内，压强比的相对误差小于0.1%。计入层流与湍流边界层影响的理论模型研究表明，边界层影响使得最优马赫数增加；对于层流边界层，最优马赫数增量约为0.001 5~0.003 3；对于湍流边界层，最优马赫数增量约为0.002 8~0.006 1。     

高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟

 以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程，对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法，亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹／吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析，给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析，计算结果与理论及实验吻合。