均匀来流中旋转振荡圆柱绕流的数值研究

通过求解二维非定常不可压缩 Ｎ-Ｓ方程,研究了均匀来流中旋转振荡圆柱的流动特性,系统地改变流动的振荡频率、振幅,分析了圆柱的受力特性及尾迹结构,发现了与横向、流向振荡的圆柱相似,旋转振荡也是流动控制的一个有效方法,有其自身的流动规律及特点。     

节流通道振动对流动振荡的数值模拟研究

在由于超燃冲压发动机空间狭小,经常通过测量节流结构的压差来反算燃料流量。然而,我们在实验中发现渐缩渐扩结构通道在振动环境中会引起燃料的流动振荡现象,具体体现在喉部两端压差发生周期性变化,导致流量测量出现偏差,甚至会导致传热恶化和结构的损坏。为了了解流动振荡的机制,我们建立了渐缩渐扩通道的三维模型,并通过实验数据进行了验证。本文分析了振动环境下渐缩渐扩通道中流体动力学特性,研究了不同条件下稳定流场和非稳定流场,分析了雷诺数和振动强度对流动振荡的影响。研究表明,管道振动方向和流动方向一致时,导致流动分离区域和主流区域周期性的运动,从而导致流动振荡现象。流体雷诺数、振动强度和振动频率会影响流动分离区域的运动,从而影响到流动振荡。本文解释了振动环境下的渐缩渐扩管道的流动振荡现象,为流量计的设计提够了理论指导。     

高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性

采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓,越易出现流场振荡现象,流场振荡越剧烈;型面设计参数β≤33°,能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中,流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态,且流场振荡频率逐渐下降;对于未发生流场振荡的进气道,随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。     

低频压力振荡环境下静止液滴蒸发过程的准稳态模型

为了获得燃料液滴对压力变化得到响应特性,从微观上对压力振荡环境下的液滴蒸发过程进行了分析。结果表明压力振荡会导致流场内部力的不平衡,从而会使液滴周围边界层内气体产生周期性流动,以及液滴周围边界层内蒸气质量分数的振荡,最终会使液滴蒸发速率的产生与压力振荡周期相同的振荡。在此基础上,根据流动边界层理论,提出了饱和蒸气边界层的概念,建立了压力振荡环境下静止液滴蒸发的准稳态模型并进行了数值求解,获得了静止液滴蒸发速率对压力振荡的响应特性。     

空腔流激振荡的简化模型分析及振荡频率预估

本文由矩形空腔后缘声振动反馈激励腔口自由剪切层不稳定波的观点出发,把空腔流动振荡问题构造成一个关于空腔内外扰动波的非齐次边值问题,应用Ｆｏｕｒｉｅｒ－Ｌａｐｌａｃｅ变换技术求解,可以预估振荡频率,对Ｌ／Ａ＝Ａ亚声速空腔流动的预估结果与实验符合很好,揭示了此类空腔流动振荡的机理。     

基于振荡射流技术的襟翼分离流动控制研究

<正>流动分离是空气动力学领域的一个非常普遍的现象,但往往因其非定常性,会造成相当大的能量损失。流动分离会减小飞机的升力,还会增加阻力,导致失速现象的发生,这极大地影响了飞机的正常工作。因此,加深对分离流动现象的理解,对研究控制流动分离有着重大意义。为了控制流动分离,已经提出了各种技术方案[1],例如吹吸气、合成射流、等离子体和振荡射流等。其中,振荡射流就是一种很好的流动分离控制手段。作为一个重要的研究方向,振荡射流技术以流体为工作介质,     

进口气流角对三维振荡涡轮叶片非定常流动影响的数值模拟研究

进一步发展了非定常雷诺平均N—S方程求解程序,并基于影响系数法,在三种不同振型下就进口气流角对三维涡轮振荡叶片绕流的影响进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明,所发展的程序对振荡叶栅流动模拟具有较好的精度;进口气流角对振荡叶栅内部非定常流动以及叶片表面的非定常气动力有着较为重要的影响,且在不同模态下,进口气流角对振荡叶片非定常流动的影响规律表现不同。     

侧壁约束下压缩激波/湍流边界层相互作用低频不稳定性实验研究

侧壁面约束条件下压缩激波/湍流边界层相互作用（Shock-Wave/Turbulent Boundary-Layer Interactions, SWTBLIs）呈现出区别于经典二维SWTBLIs的强三维特性，尤其是低频不稳定性问题自发现以来就受到了广泛关注，而其与下游压缩环境之间的关联性尚不明确。本文基于带侧壁约束的超声速压缩拐角构建三维受限的SWTBLIs流动，并通过自由射流风洞实验进行了系统研究，其中来流Ma∞=2.5、湍流边界层发展厚度对矩形流道宽度的占比约0.08、压缩拐角在12°~24°的宽范围内变化。通过不同压缩拐角下流场结构演化及壁面压力脉动信号谱特性的对比，揭示了侧壁面约束条件下压缩拐角对低频大尺度振荡时间-空间演化行为的影响规律和作用机制。研究发现：压缩拐角角度较小时，侧壁面约束导致的“拖尾效应”有助于延缓压缩拐角附近流动分离模式的过渡，并抑制压缩激波的不稳定性；压缩拐角达到20°及以上时，压缩拐角前沿逐渐发展为大尺度流动分离模式，侧壁面约束的角区将首先发展出能量集中的低频脉动，并逐步演化为两种峰值频率分别为约50Hz、200Hz量级的不同大尺度间歇性低频振荡叠加行为，且伴随着压缩激波形态的显著改变；两种低频振荡行为都属于SWTBLIs流场的全局性不稳定振荡，但沿着展向振荡强度差异显著，角区内的振荡强度远远高于中心主流区域。     

模型固体火箭发动机内涡脱落过程的大涡模拟

为研究后向台阶结构引起的涡脱落对固体火箭发动机内流动稳定性的影响，采用大涡模拟技术，对模型发动机内的流动进行了数值模拟，获取了发动机燃烧室内压强随时间的变化曲线及其振荡频率，并和已有的计算结果及实验结果进行了对比分析。结果表明采用LES方法的计算结果明显优于采用k-ε湍流模型的计算结果；不考虑燃烧时模型发动机内由涡脱落引起的压强振荡的振幅较小，但频率较高，且随来流速度的增加而增大；在后向台阶这种结构中，涡一般会在台阶的边沿形成，并在其下游周期性地脱落；在保证y^＋较小的情况下，网格大小对计算结果的影响不明显。     

基于振荡式涡流发生器的激波/边界层干扰控制方法

激波/边界层干扰（Shock Wave/Boundary Layer Interaction, SWBLI）是高超声速进气道中常见的流动现象，当其诱导边界层发生显著分离时往往会导致进气道气动性能严重下降。为此，本文提出了一种基于新型振荡式涡流发生器阵列的SWBLI控制方法，采用基于动网格技术的非定常仿真方法对该涡流发生器阵列流场进行了研究，验证了该控制方法的有效性，并研究了相关参数的影响规律。研究结果表明，振荡式涡流发生器可在超声速边界层内诱导产生振荡强度可变的涡系结构，增强了边界层流动与高速主流的掺混，同时该涡流发生器振荡过程中独特的“挤压”“抽吸”效应持续对气流进行充能，边界层内速度分布饱满程度显著增加。在控制效果方面，随着涡流发生器振荡频率增加，其对边界层低速气流充能的效果增强，对SWBLI流场的控制效果更加明显，形状因子最高可以降低28%；当激波入射在涡流发生器下游34hv时（其中hv为振荡式涡流发生器最大高度），控制效果最佳，激波诱导边界层分离区长度相比无控制时可减少25%；在涡流发生器下游x=270 mm处截取高度30 mm(z=30 mm)设置为监控面，相比于定几何涡流发...     

过渡型凹腔超声速燃烧流动振荡抑制方法

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0条件下存在的冷流自激振荡现象,提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算,对该方案抑制振荡的效果进行了检验,并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡,燃烧流场也更加稳定;增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低,部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应,从而使燃烧区向下游延伸、增大,发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%,但推力更加平稳;燃烧室一维平均热流密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²,燃烧室的热环境大幅改善。     

二维高亚声速空腔流激振荡的数值模拟研究

采用基于P .L .Roe的近似Riemann解的修正Osher&Chakravarthy (MOC)三阶TVD有限差分格式 ,数值求解二维雷诺平均全Navier Stokes方程 ,并用Cebeci Smith代数湍流模型 (对腔内区域作修正 )来模拟湍流效应 ,时间方向的积分采用四阶Runge Kutta方法 ,通过对GAMM超音速前台阶绕流的计算 ,验证了格式及程序的有效性 ,对高亚声速来流下的空腔流动作了数值模拟研究 ,取得了较好的效果     

绕平头回转体非定常空化流体动力特性研究

采用高速全流场显示技术和动态应变式测力系统实验研究了绕平头回转体的非定常空化流动及其动力特性。实验在闭式水洞中进行,采用高速摄影的方法观察了在不同空化数下绕平头回转体的空穴形态,应用自编软件对图像进行处理获得了空穴尺度随时间的变化,测量了所受到阻力,并对空穴尺度和阻力信号的时域与频域进行了分析,得到了平头回转体阻力在非定常空化阶段的时频特征。结果表明：在各个空化阶段,空穴尺度及其对应的动力特征均呈现明显的非定常特性。在空化数较大时（σ=1.05～1.20）,仅在回转体头部后端区域存在不稳定的空泡脉动区域,此时,由阻力系数得到的时频信号呈无规则的波动;当空化数降至0.75以下时,出现了大尺度空穴断裂与空泡团脱落现象,捕捉到了绕平头回转体空泡的非定常周期性脱落过程和典型特征频率。绕回转体阻力系数曲线随着空化数的减小波动幅度不断加大,并且空穴尺度和平头回转体所受阻力主频随之发生改变,特征频率逐渐显现,并且形态特征频率与动力特征频率存在高度的相关性。     

迷宫通道内部流动和泄漏特性的数值分析

求解非定常N-S方程, 数值预测了深宽比H/W分别为0.1、0.3和0.5的单空腔直齿迷宫通道的内部流动, 计算结果展示了流动结构的振荡及出口泄漏量下降和回升的波动。3种结构的密封效果优劣与泄漏量波动幅度大小相对应, 其排列顺序是深宽比H/W分别为0.3、0.5和0.1的结构。还讨论了涡运动与涡合并、分离泡的迁移、射流的弯曲及对空腔壁面的冲击等复杂物理过程的内在联系, 分析了射流冲击所产生的多种效应对增加能耗减小泄漏的作用。      

凹槽非定常超音速流动的研究

用SST的两方程紊流模型,采用时间和空间上二阶的方法,求解雷诺平均N-S方程,得到开放型凹槽的流动特性的变化。数值模拟了飞行马赫数为5时的测试结果,得到不同时刻流场参数的变化。凹槽内流体质量的增加和减少,有助于油气的混合和燃烧,对于维持燃料的超音速燃烧是非常关键的,对超燃冲压发动机燃烧室的设计具有重要的价值。     

超声速开式空腔流动的数值模拟

研究了不同长深比、不同雷诺数条件下,超声速开式空腔流动特性的变化。算法采用空间上5阶的WENO格式,时间上具有TVD性质的3阶Runge-Kutta方法,湍流模型选用B－L模型。数值模拟获得了不同的时刻的注场图像,压力波、涡以及空腔结构之间的相互耦合作用,使得空腔内存在典型的周期性压力脉动,但不同长深比空腔的流动性存在较大差别。     

Self-sustained oscillation for compressible cylindrical cavity flows

The presence of a cavity changes the mean and fluctuating pressure distributions. Similarities are observed between a cylindrical cavity and a rectangular cavity for a compressible flow.The type of cavity flow field depends on the diameter-to-depth ratio and the length-to-depth ratio.The feedback loop is responsible for the generation of discrete acoustic tones. In this study, the selfsustained oscillation for a compressible cylindrical cavity flow was investigated experimentally. For open-type cavities, the power spectra show that the strength of resonance depends on the diameterto-depth ratio(4.43–43.0) and the incoming boundary layer thickness-to-depth ratio(0.72–7.0). The effective streamwise length is used as the characteristic length to estimate the Strouhal number. At higher modes, there is a large deviation from Rossiter's formula for rectangular cavities. The gradient-based searching method was used to evaluate the values of the empirical parameters. Less phase lag and a lower convection velocity are observed.     

Helmholzt振荡腔对光滑圆管换热的强化实验

气流通过Helmholzt振荡腔产生脉动气流.实验固定振荡腔进出口直径和振荡腔直径, 在改变振荡腔腔长的情况下, 在圆管进口Re为22000到82000范围内对等热流加热条件下的圆管换热实验进行了研究.实验将脉动气流所产生的圆管换热效果与定常气流产生的换热效果进行对比.结果表明:气流流经Helmholzt振荡腔后对圆管换热有强化作用, 其强化作用主要集中在沿圆管轴向前10倍直径的长度上, 强化比约为1.1-1.9.随着距离增大换热强化比迅速减小.振荡腔腔长对换热效果有较强的影响.      

后壁倒角对空腔噪声的抑制效果

对不同后壁角度（δr）时长深比为9的空腔模型底面中心线上的声压级分布、不同测点声压频谱特性进行分析,着重研究了后壁倒角对空腔噪声的抑制效果。结果表明,无论是在亚声速还是在超声速,空腔后壁角度增大,使得空腔内不同测点的声压级都有所降低,特别是后壁处的声压级明显降低;对不同测点的声压频谱特性也有一定影响,特别是对空腔流激振荡峰值频率时的噪声声压级有较为明显的抑制效果。可见,增大空腔后壁角度对空腔噪声有一定的抑制效果。     

Jet sweeping angle control by fluidic oscillators with master-slave designs

The fluidic oscillator is an instrument that can continuously generate a spatially sweeping jet entirely based on its internal geometry without any moving parts. However, the traditional fluidic oscillator has an inherent limitation, that is, the spreading angle cannot be controlled independently, rather by the jet volume flow rate and internal geometry. Accordingly, two types of fluidic oscillators based on the master-slave design are developed in current study to decouple this correlation. In both designs, the master layer inherits the similar oscillation mechanisms of a sweeping jet, and the slave layer resembles a steady jet channel. The difference between the two designs is that Design A has a short diverging exit in the slave layer, but Design B adds a long interaction chamber in the exit channel to intensify flow instability. The external flow fields and governing oscillation properties of these two designs are experimentally explored with time-resolved Particle Image Velocimetry (PIV), while the internal flow dynamics and driving oscillation mechanisms are numerically investigated. By fixing the total volume flow rate, the jet spreading angle of Design A can be increased smoothly from 0° to above 100° by increasing the proportion of master layer's flow rate from 0 to 100%. For Design B, the control authority of the master layer is significantly enhanced by adding the interaction chamber in the slave layer. In addition, the added chamber causes notable jet oscillation even when the master layer has none input.