基于PIV技术的单圆孔脉冲射流流场特征

对稳态射流及脉冲射流冲击靶板时的流场特性结构进行了探索和分析。采用高频粒子图像测速技术,在射流管口到冲击靶板间距为6倍管径的条件下,对稳态射流进口雷诺数为6 000的稳态射流及脉冲频率为20 Hz的脉冲射流进行了实验测量,得到了射流核心区、壁面射流区及滞止区内的速度分布。研究发现:①由于射流剪切作用的影响,脉冲射流核心区的最大轴向脉动速度为稳态射流的3倍。②滞止区内,由于射流的剪切作用和壁面的滞止作用,导致了脉冲射流轴向速度梯度最大为稳态射流的2倍,同时,滞止区内的最大脉动速度是稳态射流脉动速度的3倍。③脉冲射流对壁面的卷吸以及旋涡的产生和传播过程,破坏了壁面射流区稳定的速度边界层。相比稳态射流,脉冲射流的流场增加了湍流相干结构的含能并产生周期性的大尺度卷吸涡。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

用双流体—轨道模型模拟四角喷燃模型炉内三维湍流两相流动和煤粉燃烧

目前炉内两相流动和煤粉燃烧数值模拟中多半用颗粒随机轨道模型和单流体无滑移模型，这些模型都难以完整地给出三维空间内颗粒速度，浓度，湍流度分布的信息。主采用双流体－轨道模型（颗粒相连续介质－轨道模型）对一个四角喷燃模型炉内三维湍流两相流动及煤粉燃烧进行了模拟。此模型基于欧拉气相方程组、欧拉颗粒连续方程组和动量方程组以及拉氏颗粒能量方程和质量变化的方程，并使用k-ε-kp两相湍流模型，EBU－Arrhenius湍流燃烧模型，离散坐标辐射传热模型，煤粉颗粒的水分蒸发，热解挥发模型和焦炭燃烧的扩散－动力模型等。热态模拟中，为了减小为信散造成的影响，采用了扭转坐标法（将坐标扭转一定的角度使之与煤粉射流方程一致）。为了检验数值模拟，采用三维相位移普勒测速仪（PDPA）对于冷态模型炉内湍流两相流场进行了测量，得到了两相速度，湍流脉动及颗粒浓度的分布。分别对冷态模炉内两相流动和热态模型炉内三维两相流动和煤粉进行了模拟，冷态两相流动的计算与实验结果的对比表明预报的两相流场是合理的，热态模拟的结果给两相速度，气相温度、组分浓度及壁面热，显示出靠近出口处气相速度和温度分布不对称，造成一个局部高温区。     

新型气动雾化喷嘴喷雾特性的实验研究

对一种新型气动雾化喷嘴的喷雾特性进行了实验研究。该喷嘴的喷雾是由环缝射流和中心旋转射流剪切破碎中心燃油射流而形成。实验用二维激光测速测粒仪对喷嘴下游几个截面上气流和液滴的平均速度和脉动速度,以及液滴的粒度和浓度沿径向的分布进行了测量。研究了中心旋流强度对喷雾的影响。测量结果显示喷雾中心存在低速区和固体涡核,而喷雾边缘具有较高的速度。浓度呈空心分布。喷雾具有很大的湍流脉动。      

槽道湍流在确定分布的展向电磁力调制下的壁面减阻机理

为了研究槽道湍流中确定分布的展向电磁力的流动控制与减阻问题,采用直接数值模拟的方法,对槽道湍流的确定分布展向电磁力控制后的流场中流向脉动速度、法向脉动速度以及雷诺应力分布的变化规律进行了研究。研究结果表明,槽道湍流流场存在大量分布紊乱的准流向涡和发夹涡结构,经过确定分布的展向电磁力调制之后,该流场的发夹涡结构基本消失,仅存在规律分布的准流向涡结构。控制后的流场相比于湍流流场,其流向脉动速度和法向脉动速度均受到了束缚作用,尤其是近壁区域更为明显。整个控制过程的实质是雷诺应力离散点向原点集中的过程,这个过程导致了流场雷诺应力和壁面阻力的下降。     

粒子图像技术测量带尾缘吹气静子尾迹特征

采用粒子图像测试技术(PIV Particle Image Velocimetry)和热线相结合的方法,对静子尾缘有无吹气条件下尾迹区流场进行测量,得到了不同尾部吹气量下的静子尾迹区的流场,通过测量得到了尾迹区的流动显示、速度矢量图和涡量图,并根据无动量亏损厚度确定了纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动特征。同时对PIV测试结果和热线测试结果进行了对比,两个实验结果比较吻合,验证了PIV实验的准确性,实验结果认为无动量亏损尾迹区与纯尾迹流动相比具有速度周向变化小和脉动小等特点。     

三维槽道湍流的大涡模拟

利用大涡模拟方法模拟了雷诺数为13000的充分发展槽道湍流流动。为了比较网格和亚格子模型对计算结果的影响,采用了三种不同的网格数目,以及Smagorinsky模型和动力模型等两种亚格子模型,并与直接数值模拟结果进行了比较。结果表明,大涡模拟可以比较准确地给出速度分布、脉动速度均方根分布等湍流统计参数。在此基础上,对近壁区小尺度湍流结构进行了研究。     

亚音速扩压器性能计算

 一、组合法 用Bower的方法计算具有附着和分离紊流附面层的轴对称和二元亚音速扩压器的有关性能参数时,如分离区较大,则与试验数据相比误差较大。而按联合积分法（UIM法）计算具有分离区的扩压器的有关性能参数,则有较大的优点。其基本点和Bower的方法相同,即将附面层方程和无粘核心流方程联立求解。但对分离区的处理比Bower的方法较为合理,它直接采用修正的Coles壁面-尾流定律的速度分布关系式,将附面层动量积分方程中的壁面摩擦系数与速度分布关系式中的摩擦速度联系起来，而不采用对分离区不适用的壁面摩擦系数经验公式，并考虑了附面层外部区域的非平衡流情况。但该方法没有考虑气流压缩性，计算高亚音速扩压器时误差较大。     

两相圆湍射流颗粒弥散与速度相似性大涡模拟

气相采用大涡模拟方法、颗粒相采用拉格朗日轨道模型,对高雷诺数两相圆湍射流进行了数值模拟,研究了一种中等Stokes颗粒在大尺度涡结构中弥散特点以及两相速度统计特征.研究表明,颗粒弥散同时受流动涡结构和颗粒惯性决定,颗粒在涡结构的边缘或者涡与涡交织区域颗粒数密度高,形成倾向性分布.沿中心轴线两相平均速度衰减不同,颗粒相速度衰减慢于气相.射流近场两相速度沿径向变化显著,在射流远场两相平均速度都具有相似性,沿径向颗粒相平均速度衰减慢、分布平稳.      

舰船燃气轮机高压涡轮颗粒沉积特性研究

为了探究典型舰船燃气轮机高压涡轮叶栅通道内部的颗粒沉积分布规律,论文以分析随燃气进入涡轮叶栅通道内的颗粒的动力学及颗粒与壁面相互作用的特性为出发点,探究颗粒与涡轮叶片表面撞击后发生黏附与剥离以及沉积与反弹的相互作用准则,在此基础上构建相应的颗粒壁面沉积模型,采用数值模拟方法,建立气-固两相流无量纲方程组,嵌入UDF用户自定义函数,并比较分析临界速度模型和临界黏度模型对于模拟颗粒沉积分布的异同。结果表明,在本文工况条件下,对于临界速度模型而言,叶片表面和下端壁处的颗粒沉积效率都在动量Stokes数增大到约0.1时开始从100%减小,在动量Stokes数增加到约10后减小到0;上端壁处的颗粒沉积效率在动量Stokes数增加到约1时开始从100%减小,在动量Stokes数增大到约100后减小到0。而对于临界黏度模型而言,叶片表面和下端壁处的颗粒沉积效率随着动量Stokes数的增大而不断增大,二者都在动量Stokes数约为1时达到100%,而上端壁处的沉积效率却先增大后减小,最后再增大,在动量Stokes数约为0.1颗粒沉积效率降低到最小值约为80%,后开始增加到100%。     

旋转光滑直通道湍流流动二维热线实验

采用二维热线测量了旋转光滑直通道内不同流向位置上的平均速度和雷诺应力。实验结果表明:较高的当地旋转参数使得旋转对平均速度的影响区域扩大并且导致了前缘面附近湍流流动的再层流化。后缘面附近无量纲主流平均速度型严格按照旋转数顺序依次排列，且在对数律区呈现对数律分布。与此同时，所有无量纲雷诺应力分量在后缘面附近基本不受旋转影响。再层流化导致了前缘面附近无量纲主流平均速度型无法在对数律区维持对数律分布，且所有雷诺应力分量都随着旋转数和流向位置半径增大不断衰减；经过u-v象限分析，再层流化现象的直接原因被归于湍流脉动生成减少。      

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.     

气固两相湍流场纳米颗粒演变特性综述

含纳米颗粒的气固两相湍流场在包括航空等众多领域中很常见,以单体、聚集体和团聚体不同形式存在的纳米颗粒在流场中经过生成、对流、扩散、凝并、破碎等过程,其数密度、尺度、尺度分散度等将发生变化。本文就以上相关研究状况进行了回顾,说明颗粒生成是气相化学反应产生的可冷凝蒸汽物质因表面冷却、绝热膨胀或混合、湍流混合或化学过程产生的过饱和所导致;导致颗粒凝并的原因包括布朗运动、湍流剪切、速度梯度、差异沉降;颗粒的凝并取决于颗粒的尺度和流场的特性,并受初始颗粒分布及湍流扩散控制;湍流场对颗粒凝并的影响除了湍流强度的因素外,还体现在由湍流脉动所引发的颗粒数密度的脉动;颗粒凝并后形成尺度较大的团聚体容易在流场剪切和其他因素作用下发生破碎;剪切破碎是导致颗粒破碎的主要因素,有效破碎系数取决于剪切率和颗粒的体积分数;颗粒的沉降取决于颗粒尺度、形状和流体性质等因素;导致颗粒沉降的因素有重力、扩散、惯性撞击、电场和热迁移等;当存在温度梯度时,热泳力对颗粒沉降也起到重要作用。本文最后提出了有待进一步研究的若干问题。     

Turbulent boundary layer separation control using plasma actuator at Reynolds number 2000000

An experimental investigation was conducted to evaluate the effect of symmetrical plasma actuators on turbulent boundary layer separation control at high Reynolds number. Compared with the traditional control method of plasma actuator, the whole test model was made of aluminum and acted as a covered electrode of the symmetrical plasma actuator. The experimental study of plasma actuators' effect on surrounding air, a canonical zero-pressure gradient turbulent boundary, was carried out using particle image velocimetry(PIV) and laser Doppler velocimetry(LDV) in the 0.75 m × 0.75 m low speed wind tunnel to reveal the symmetrical plasma actuator characterization in an external flow. A half model of wing-body configuration was experimentally investigated in the  3.2 m low speed wind tunnel with a six-component strain gauge balance and PIV. The results show that the turbulent boundary layer separation of wing can be obviously suppressed and the maximum lift coefficient is improved at high Reynolds number with the symmetrical plasma actuator. It turns out that the maximum lift coefficient increased by approximately 8.98% and the stall angle of attack was delayed by approximately 2° at Reynolds number2 ×10~6. The effective mechanism for the turbulent separation control by the symmetrical plasma actuators is to induce the vortex near the wing surface which could create the relatively largescale disturbance and promote momentum mixing between low speed flow and main flow regions.     

Gao-Yong理性湍流方程

对近十年来Gao-Yong理性湍流方程的研究进行综述,给出矢量形式的可压湍流封闭方程组的推导过程。侧偏统计平均保留了湍流脉动量的一阶统计信息,在引入加权漂移速度对称性及正交各向异性后,导出了漂移流的连续方程、动量方程及机械能方程,最后依据湍流物理的唯象论,使用动量传输链概念模化封闭了整个方程组。方程组不含任何经验系数,不使用壁面函数,保留了NS方程的均化的非线性特性。其级数形式的能量方程与非线性现象多尺度层次现象相对应,具备了描述湍流统计平均流动及拟序结构流动的双重功能。已进行了大量算例验证,验证结果证明了Gao-Yong湍流方程对广泛范围的复杂湍流问题的适定性。     

旋流器后火焰流场的试验研究

 本文给出了用LDA测量旋流器后火焰流场的试验研究结果。试验表明,中心开孔的平底碟形火焰稳定器后方形成双回流区,湍流脉动的均方根速度在回流区边界区域上发生突变,且湍流脉动速度的概率密度分布图上存在双峰;用热电偶测出的温度分布表明内外两支火焰在双回流区的内外边界附近开始,并向下游伸展。试验结果为应用旋流器燃烧室性能改进提供了依据,也为发展带回流的湍流反应流数值计算方法提供了验证依据。     

湍流边界层厚度对三维空腔流动的影响

采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5:1:1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×10⁶ m^-1,各工况湍流边界层厚度比值为1:2:4:8。研究结果表明,湍流边界层厚度对自由剪切层的发展、空腔底部静态压力分布、脉动压力及空腔流动类型均有重要影响,且随着边界层厚度的增大,下游剪切层覆盖的范围会增大,但是剪切层增长率降低;空腔前后静态压力压差减小、压力梯度下降;腔内局部测点的脉动压力声压级下降,各阶声压峰值频率向低频方向偏移;空腔流动类型往开式流动方向转换。     

Reflected shock/turbulent boundary layer interaction structure analysis based on large eddy simulation

In order to understand the physical phenomenon of the reflected shock/turbulent boundary layer interaction, the Large Eddy Simulation (LES) is conducted to investigate shock wave and turbulent boundary layer interaction in a $12°$ compression ramp with inlet high Mach number of 2.9. Rescaling/recycling method is used as inflow turbulence generation technique and validated on a supersonic flat plate turbulent boundary layer. The flow field of recycling plane in the plate computation domain is obtained to give the inlet boundary condition for the LES computation. This paper focuses on the reflected shock/turbulent boundary layer interaction region, where the fine flow structure and instantaneous flow field are analyzed in detail. It is found that the unsteady motion of the shock wave leads to the increase of wall pressure fluctuation.