基于CFD技术的脊状表面湍流流场特性研究

在湍流状态下,利用计算流体力学(CFD)技术,对一系列布置不同尺寸顺流向脊状结构的表面进行了数值模拟。模拟过程采用Reynolds应力方程湍流模型,并且编制程序设定了充分发展的湍流入口边界。通过与光滑表面比较发现,脊状结构附近产生的流向涡是脊状表面减阻或者增阻的重要原因。流向涡改变了近壁面流场结构,引起了边界层近壁区雷诺应力和壁面剪应力的变化,脊状表面也因此出现了减阻或者增阻的现象。     

基于湍流边界层时均速度分布的脊状表面减阻规律研究

通过对试验测得的脊状表面湍流边界层时均速度分布的分析,获得了脊状表面的减阻范围和基本规律.脊状表面理论零点及壁面摩擦速度的计算采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式的最小二乘拟合方法;模型板摩擦阻力计算采用基于边界层动量积分方程的方法.研究表明:脊状结构使得湍流边界层粘性底层增厚,近壁面法向速度梯度降低,过渡层与对数律区上移;V型脊状结构的无量纲宽度s+介于6至18时具有减阻效果;当s+≈12时,减阻量最大,最大值约7.7%.      

脊状表面流场数值计算方法研究

根据现有湍流数值模拟方法的特点和脊状表面减阻理论研究的实际需要,研究了基于雷诺平均N-S方程的脊状表面流场数值计算方法,并基于纵向及横向脊状表面的形状特点,提出了不同脊状表面计算域选取及网格剖分的方法。一系列典型横向及纵向脊状表面流场数值计算结果表明,所采用的这套脊状表面数值计算方法不仅能够精确获得脊状表面的减阻特性,还可以获得脊状结构内部及附近流速、压强、涡量等细微流场结构的分布规律。     

脊状结构对翼型边界层分离特性影响大涡模拟研究

流动分离、湍流再附现象对翼型空气动力性能影响较大,为了改善翼型气动性能,研究了脊状结构对翼型边界层分离及尾迹速度的影响。采用数值计算方法,分别将脊状结构布置在NACA0018翼型的顺压梯度区(前段)和逆压梯度区(后段)内,分析了脊状结构对翼型边界层速度分布和尾迹速度分布的影响。研究结果表明:在迎角6°,来流速度为24m/s和12m/s下时,脊状结构前段布置时,翼型边界层分离点略有提前并且分离区域提前结束,其分离程度相对微弱。相比之下,脊状结构后段布置时,在推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域,其尾迹速度亏损更小,亏损区域的面积也更小,边界层控制效果更为明显。两种脊状结构均可以有效的控制边界层的分离,缩小边界层分离区域的范围,减小尾迹速度损失。在翼型表面合理的布置脊状结构为翼型流动控制提供了新的思路。     

沟槽表面边界层湍动能分布规律

 通过对不同风速下不同尺寸V型沟槽表面及光洁平板表面边界层内湍动能的测试,对比分析了沟槽表面边界层湍动能的分布规律。试验在一小型专用风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃材质的矩形平板结构;而在沟槽表面理论零点及壁面摩擦速度的计算中,采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式同时计算壁面理论零点和壁面摩擦速度的改进方法。最终研究结果表明,沟槽结构主要影响边界层流场的近壁区,沟槽的存在提高了边界层中黏性底层内湍流脉动所具有的动能,有效降低了边界层中过渡区内的湍动能,最大相对降幅超过10%,较好地验证了基于“二次涡”的沟槽表面减阻理论。     

超声速湍流边界层与圆柱相互作用试验

在超声速风洞中开展了湍流边界层与圆柱相互作用流场研究,试验马赫数为3.4和3.8.圆柱安装在试验段底板上,安装位置的边界层为充分发展的湍流边界层,研究了圆柱直径和高度对流场结构和压力脉动的影响.采用基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术获取了流向和展向流场精细结构,激波系和马蹄涡结构均可清晰分辨.通过展向流场图像可...     

利用PIV技术对非光滑表面湍流边界层的实验研究

利用在线式 Ｐ Ｉ Ｖ 系统在低速风洞中对两种非光滑表面：阵列涡发生器表面和波纹壁面的湍流边界层进行了实验测量。观察到了壁面几何形状的改变对非光滑表面湍流边界层拟序结构的产生和发展的影响：阵列涡发生器表面（１０ｍ ／ｓ）湍流边界层内有明显的双剪切带状结构,外剪切带状结构接近边界层的外边界,小尺度的涡在内剪切带状结构的附近产生;波纹壁面（２０ｍ ／ｓ）湍流边界层内涡的尺度比较小。并在相同的壁面几何形状条件下,在不同的流动工况下,研究了非光滑表面对湍流边界层拟序结构的影响。实验结果表明,壁面几何形状的改变对外层的大尺度横向涡的产生和发展有明显的影响;而这种影响效果在不同的流动工况下相差很大。     

应用GAO-YONG湍流模式数值模拟三维激波/湍流边界层干扰

应用GAO-YONG可压缩湍流模式数值模拟了三维激波/湍流边界层干扰算例之一——单鳍流动.攻角20°,来流马赫数2.93,雷诺数9.8×105.对流项和扩散项分别采用Roe格式和二阶中心差分格式计算.Runge-Kutta显示时间推进方法求解了半离散的控制方程.包括壁面压力分布,边界层内流动偏移角等在内的计算值与试验数据进行了比较.准确地预测出了三维激波/湍流边界层干扰流场的主要流动特性——λ波结构,主分离涡核,膨胀区,滑移线等.计算与Alvi等提出的单鳍流动的理论模型符合很好,得到了平板表面压力以及分离线、再附线等在单鳍流动中所独有的半圆锥特性.      

翼型尾缘噪声源空间分布与辐射特性关系

详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移.      

回转体表面不同间隔脊状结构的减阻数值仿真研究

将脊状表面减阻技术应用于水下回转体,对回转体表面不同间隔的脊状结构在多个速度下进行了数值仿真计算,发现了间隔对回转体脊状表面减阻效果的影响规律。针对回转体脊状表面的流场特性,在进行数值仿真时合理选择了计算模型、计算流域、计算网格及边界条件。仿真结果表明:在同一速度下,相对光滑表面而言,回转体脊状表面所受的压差阻力略有增大,但占总阻力份额80%以上的粘性阻力显著降低,从而形成减阻效果;当间隔等于脊状结构特征尺寸的3倍时,减阻效果最佳;对于同一个回转体脊状表面,低速下的减阻效果明显优于高速。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

大尺度回转体脊状表面减阻试验

对表面光滑和有脊状结构的大尺度回转体模型在风洞中进行了变速度、变攻角试验,为脊状表面减阻技术的工程化应用提供了参考.对比分析发现:来流速度对脊状表面减阻效果有很大影响,减阻效果随速度增加呈现先增大后减小的趋势,在某一速度达到最佳,减阻效果提高20%;攻角对脊状表面减阻效果影响有限;脊状结构的存在对模型升力系数和俯仰力矩...     

旋成体表面沟槽减阻试验研究

在旋成体模型表面粘贴铝基沟槽蒙皮,研究沟槽表面对模型阻力的影响。给出基于来流单位雷诺数的沟槽尺寸无量纲公式,用于设计沟槽齿高和齿宽,依据试验风洞的单位雷诺数范围,选定3种尺寸的沟槽进行减阻试验。结果表明,在旋成体表面湍流流动区域顺流向布置沟槽,当沟槽齿高和齿宽的无量纲值h＋、s＋均小于25时,在小迎角下具有减阻作用,当s＋约为15时减阻效果最明显,可减小约3%～4%的阻力。     

沟槽型面减阻特性数值模拟研究

基于人工压缩性方法，时间项采用隐式离散、对流项采用基于Roe近似Riemann解的迎风格式，研究了三维不可压粘性流动的数值模拟方法，湍流模型采用Baldwin-Barth一方程模型，利用所发展的不可压粘性流数值模拟方法，对典型几类V型、间隔三角型和U型沟槽型面的不可压粘性流场进行了数值模拟计算研究，探索了上述几类沟槽型面参数对湍流减阻特性的影响规律，从表面摩阻、速度场等方面分析了上述几类沟槽型面的减阻作用机理。研究结果表明：上述典型沟槽的减阻效果可以分别达到7．6％，10．5％和5．0％，与国内外相关实验结果符合一致，所发展的计算方法是成功的、可行的。     

Effect of drag reducing riblet surface on coherent structure in turbulent boundary layer

The characteristics of turbulent boundary layer over streamwise aligned drag reducing riblet surface under zero-pressure gradient are investigated using particle image velocimetry. The formation and distribution of large-scale coherent structures and their effect on momentum partition are analyzed using two-point correlation and probability density function. Compared with smooth surface, the streamwise riblets reduce the friction velocity and Reynolds stress in the turbulent boundary layer, indicating the drag reduction effect. Strong correlation has been found between the occurrence of hairpin vortices and the momentum distribution. The number and streamwise length scale of hairpin vortices decrease over streamwise riblet surface. The correlation between number of uniform momentum zones and Reynolds number remains the same as smooth surface.     

沟槽壁湍流多尺度相干结构实验研究

应用热线测速技术,对沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理进行了实验研究.测量了风洞中并排放置的沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层在不同雷诺数下不同法向位置的瞬时流向、法向速度分量的时间序列信号.运用流向速度分量信号的多尺度子波系数辨识壁湍流多尺度相干结构,用条件采样和相位平均技术提取了壁湍流多尺度相干结构喷射和扫掠时流向速度分量、法向速度分量和雷诺应力分量的相位平均波形.分析了沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层中多尺度相干结构的持续时间、条件相位平均波形等特征.对沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层多尺度相干结构的多种统计平均特征进行了比较,从壁湍流多尺度相干结构控制的角度研究了沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理.      

沿流向微结构沟槽流场直接数值模拟

采用高阶格式对覆有V型对称沟槽表面的槽道湍流流动进行了直接数值模拟,数值方法采用有限差分法。为精确求解沟槽壁面的湍流流动,对流项的离散采用7阶WENO（Weighted Essentially Non-Oscillatory）格式;时间推进采用分数步时间推进与低耗散、低色散Runge-Kutta方法（LDDRK方法）结合的格式;黏性项的离散采用6阶中心格式。模拟的雷诺数为5 000（基于槽道高度的1/2）,计算的沟槽宽度范围为13~44,沟槽斜壁与水平面夹角为60°。数值模拟结果表明,与平板相比,沿流向沟槽表面的阻力最高降低了9%。数据分析发现出现减阻效果时,沟槽减少了近壁面处顺流向涡的数目,并且减阻机理与微沟槽阻碍大尺度流向涡与沟槽壁面的直接碰撞,使沟槽表面湍流脉动得到削弱有关。     

Study of riblet drag reduction for an infinite span wing with different sweep angles

This paper studies the riblet drag reduction effect for an infinite swept wing under a low Reynolds number using a large-eddy simulation. The results show that the drag reduction ratio is not linear under different sweep angles. The maximum drag reduction ratio in this study is 9.5% for a wing with a 45° sweep angle. The local surface streamline angle and turbulence quantities are calculated to analyze the drag reduction mechanism. The results demonstrate that the riblets considerably suppress the Reynolds stresses above the wing upper surface, while the turbulence kinetic energy in the near wake is increased. A possible relaminarization phenomenon is observed at the middle part of the wing. Quasi-two-dimensional flow structures are observed near the wall, and a peak frequency is considered as the dominant frequency of the region.