采用DMD方法研究叶栅不同攻角的拟序结构

为分析平面叶栅分离流非定常拟序流动特征,对三个不同攻角下的叶栅进行了单通道的大涡模拟仿真,并采用动力模态分解（DMD）三个工况的流场结构进行了分析。DMD方法对包含复杂时空信息的叶栅分离流流场进行了解耦,剥离出了反映流场主要动力信息的模态,获得了其频率和与之对应的空间结构。并且通过DMD方法,将原本需要研究大量不同时刻的流场,转移到仅需要对少量模态的研究即可,实现了保留主要动力特征的低维近似。通过DMD分析表明:气流经过叶片前缘产生流动分离,形成不稳定的剪切涡结构,它和尾迹区脱落涡相互耦合,并形成新的拟序结构。随着攻角的增大,前缘剪切涡及其与尾迹涡的耦合也同时增强,流场变得更加复杂。      

非定常来流压力下基于DMD方法的预冷器换热特性

采用大涡模拟方法对非定常来流压力条件下叉排管束预冷器换热特性进行了研究,同时运用动力学模态分解方法对流场主控流动结构进行了识别,探讨了来流压力周期性变化频率对预冷器内部流动、换热性能和熵产的影响。结果表明:来流压力变化频率对预冷器时均和瞬态换热性能影响均不显著,但当来流压力变化频率增大至流场固有频率950 Hz时,流场发生共振,换热性能发生剧烈振荡;管束壁面剪切层运动和绕流脱落涡结构为主控流动结构,其时空演化过程对瞬时换热性能起决定作用;当流场发生共振时,剪切层的生长和演化与来流速度的脉动密切相关,前排管束的绕流涡脱落周期与来流压力/速度变化周期一致,而壁面剪切层的生长周期则为来流压力/速度变化周期的两倍。此外,叉排管束流场的换热熵产决定于主控流动结构,其时空演化特征与主控流动结构演化规律完全一致。     

单气泡上浮运动的层析PIV实验研究

为了揭示上浮过程中的尾流涡结构及其与气泡之间的相互作用，分别采用阴影图像法和层析PIV技术，对单个气泡在静止水中自由Z字型上浮的过程进行了实验研究，得到气泡的形状、运动和三维的尾流速度场。采用"λ" _"ci" 涡判据和有限时间李雅普诺夫指数（Finite-Time Lyapunov Exponent，FTLE），从速度场识别出三维的尾流涡结构和二维的拉格朗日拟序结构。结果表明，Z字型上浮过程中，气泡周围环绕有涡环，涡环会沿运动路径脱落交替的、方向相反的发卡涡；单个发卡涡脱落过程中，涡环一侧的FTLE脊线会闭合形成拉格朗日涡。由此可得到结论，发卡涡的周期性脱落，使涡环相对于气泡的对称性被周期性交替破坏，导致气泡形成Z字型周期运动；单个发卡涡脱落过程中，涡环两侧各自对发卡涡的流体输运存在显著差异。     

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

新Omega涡识别法在液体火箭发动机涡轮氧泵中的应用

离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的优势,利用该方法对涡轮氧泵中离心轮与扩压器之间的动静干涉机理进行了阐释。结果表明:对于高速离心泵,传统Q准则以及λ2准则涡识别法错误地将壁面强剪切层识别为旋涡,而新Omega涡识别方法能够有效滤除流场中非旋转涡量部分,较好地捕捉流场中涡结构,可作为高速离心泵流场涡结构识别的首选方法。通过离心轮与扩压器动静干涉区域旋涡演化过程分析可知,涡轮氧泵离心轮与扩压器之间的动静干涉效应主要源自于扩压器叶片压力面上的周期性涡脱落现象。     

高负荷扩压叶栅三维定常旋涡结构建模研究

为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律,采用经试验校核的数值方法,以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象,运用拓扑分析理论,探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为,在高负荷扩压叶栅中,对流场影响最大的涡系结构为通道涡,通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构,流道内的壁角涡由通道涡诱导形成,而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的,流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。     

基于SST-DDES方法的孤立气膜孔流动研究

采用基于SST湍流模型的延迟分离涡模拟(DDES)方法,对吹风比为0.5的平板孤立方孔横流射流进行数值模拟研究,并与实验测量结果进行对比;同时,基于捕捉到的流场大涡拟序结构,分析了射流与主流掺混及损失机理。研究结果表明:气膜冷却流场中存在复杂的大涡拟序结构,这种强三维流动对冷气覆盖效果和掺混损失起主导作用;与传统的RANS和URANS方法相比,SST-DDES方法不仅在射流下游平均流场的预测方面具有更高精度,而且还能捕捉更加丰富的射流/主流掺混过程流场细节及其时空演化特性,将SST-DDES类RANS/LES混合方法的应用领域扩展到横流射流类复杂流动的研究中具有较好的可行性。     

引入DMD方法研究有/无控气流分离的动态结构

为分析非定常流动控制技术抑制分离流的机理,对弯曲扩压通道的试验模型进行了数值模拟,针对扩压通道在无控和采用最佳射流频率状态下的计算结果引入了动力模态分解(DMD)技术进行分析。通过DMD技术能够将包含时空信息的扩压通道复杂流场进行分解,捕获流场包含的动力信息和对应的拟序流动结构。将无控和有控流场分解的结果进行对比分析后表明:采用有效激励措施时,和脱落涡频率一致的涡系对流场的影响更加突显,流场整体上表现得更加有序;非定常控制抑制了一部分涡的增长,使得各模态整体上更加稳定;而有控流场占主导地位的涡系结构相比无控流场较为有序,且对主流区未形成明显的直接影响。     

基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理

应用CFD技术和气动声学时域理论(FW-H积分方程),探讨了空腔自激振荡发声机理。腔内噪声计算以空腔流动解为基础,采用了气动声学时域理论,对该理论进行了推导说明,并利用圆柱绕流声学特性验证该方法基本可行。研究获得的空腔自激振荡模态分析结果与Rossiter和Heller等的预测结果基本相同,捕捉到了自激振荡的频域特性;分析表明空腔上方形成的剪切层中的脱落涡与腔后壁相撞,产生的一次声波辐射至腔前壁激发新的脱落涡,新的脱落涡与腔后壁再次相撞产生二次声波形成的流动声学反馈回路是导致空腔自激振荡和噪声产生的主要原因,且腔内声压幅值主要出现在一阶和二阶振荡模态,声音能量主要集中在较低频率区域。     

来流边界层拟序结构对超声速混合层流场结构的影响研究

超声速混合层涉及可压缩湍流的根本问题,具有重要的应用背景。通过设计超声速混合层实验装置、应用新近提出的高分辨率NPLS测试技术,拍摄了来流边界层分别为层流和湍流流态下混合层的流向和展向流动图像。根据流动图像的特征,分析了混合层的流向与展向流场切面中拟序结构的成因;深入讨论了来流边界层中拟序涡结构与混合层涡结构的相互作用问题;比较了层流和湍流来流条件下混合层拟序结构的异同及其对混合效率的影响。结果表明：当来流边界层为湍流时,对应的混合层具有较高的混合效率。