时间依赖边界条件在亚声速自由射流数值模拟中的应用

对亚声速自由射流进行数值模拟时，无法预先给定远场边界和无反射入流边界上的速度值。以往采用的黎曼不变量在自由边界上给定无反射条件的处理方法，只给出了这些边界法线方向上的一维特征关系。时间依赖边界条件是一种高精度的边界处理方法，可以很方便地处理计算中遇到的各种边界，广泛地应用于DNS中。我们将这种边界条件用于定常流动的计算中，计算了出口马赫数为0．4和0．7的轴对称自由射流，获得了与实验结果吻合的数值模拟结果。     

纹影流动显示技术在超声速射流数值模拟验证中的应用

为了研究总压探针测量方法在欠膨胀超声速射流中的可行性，论文采用非结构网格有限体积法对含探针和不含探针的射流流场进行数值模拟，并通过对两个计算结果的比较，给出这种测量方法的参考性评价。为了证明数值方法及计算结果的可靠性，给出了口径6mm的喷嘴、粗1．3mm总压探针在压比4的流动条件下纹影流场显示和总压探针测量等实验结果。     

纹影流动显示技术在超声速射流数值模拟验证中的应用

为了研究总压探针测量方法在欠膨胀超声速射流中的可行性,论文采用非结构网格有限体积法对含探针和不含探针的射流流场进行数值模拟,并通过对两个计算结果的比较,给出这种测量方法的参考性评价。为了证明数值方法及计算结果的可靠性,给出了口径6mm的喷嘴、粗1.3mm总压探针在压比4的流动条件下纹影流场显示和总压探针测量等实验结果。     

风啸声机理的实验研究

应用Lighthill的气动声学理论对气流绕过圆柱产生气动噪声的机理进行实验研究,设计和建立了低噪声、低湍流度的模型风洞,其实验段截面为1OOmm×100mm,气流核心区的湍流度低于0.4%。对风啸声的气动声学理论进行了局部性的验证,并对相关测量技术进行了研究。实验表明,雷诺数在4×10~3～1×10~4的范围内,空间相关长度 l_c/d 在3.7左右,相关系数曲线下面积的重心矩γ/d为1.3,基本上保持不变。应用热线风速仪和 B ＆ K 声级计同时测量了圆柱绕流的流场和声场。从流速和声压的自功率谱以及它们的互功率谱研究表明,这三种方法确定的 Strouhal 数是一致的。雷诺数在6×10~3到1.8×10~4范围内,Strouhal 数为0.192。结果说明了圆柱的脱落旋涡和风啸声之间存在着内在的联系。     

基于小波分析的一种涡结构分析方法

为从PIV测量的速度场中获取更多的定量信息,如涡尺度和涡结构等,本文利用bior5.5双正交小波4层分解,重构后得到各层分解速度场,并求出对应分解速度场对应的涡量场和旋转强度场来分析流场中涡的旋转强度及结构。应用这种方法分析冲击射流流场,得到了流场中大涡和小涡的分布以及携带的能量等信息。     

可压缩混合层中的大尺度结构及其作用初探

利用粒子示踪图像流动显示技术和粒子图像测速技术(PIV技术)研究了对流马赫数Mc=0.38时可压缩混合层发展早期出现的大尺度结构的形状和特性,并将这些混合现象与湍流脉动场结合起来研究了这些大尺度结构对流动混合效率的作用.将粒子示踪图像和湍流脉动强度场对比以后发现:混合层流动中早期出现的大尺度结构沿着顺时针方向旋转着向前移动;该结构上的流体微元具有高涡量.由于该结构旋转和高涡量产生了较大的诱导速度,加上该结构的非定常性导致在这些大尺度结构频繁出现的区域具有很高的脉动强度,从而可能带来较高的混合效率.     

飞机防冰除冰技术的研究进展

结冰会影响飞机的气动性能，严重威胁飞行安全，防止或消除飞机关键部位的结冰尤为重要。首先总结了飞机结冰的主要原因以及冰的类型，对目前广泛采用的多种飞机防冰除冰技术的工作原理及优缺点进行了比较和分析，然后介绍了相关技术的国内外研究现状。在此基础上，重点阐述了两种新型防冰除冰技术——超疏水表面以及等离子体驱动器的防冰除冰机理以及探索性的研究成果。与传统的防冰除冰技术相比，两种新型防冰除冰技术更加绿色环保，能耗更低。