风洞模拟近地面大气边界层

本文通过大气边界层风洞的模拟实验，介绍一种在风洞中模拟近地面大气边界层的方法。根据大风地区的现场实测资料，对大气的风剖面及湍流度等有关参数，提出了一些特殊的要求。常规的模拟方法难以保证与实际风环境的相似，为此专门研制了一种在保证平均风剖面相似的前提下，可使气流产生大湍流度的装置，简称湍流度调节器。通过对模拟边界层的平均风速，湍流度及风速谱的测量分析，证明与实际风区大风环境的风结构相当一致。为解决实     

大气边界层风洞流场特性的模拟

风洞中大气边界层模拟的准确度是保证风洞试验结果准确度的重要因素。本文采用了一种新型曲边梯形尖塔,并结合粗糙元等被动装置对风洞大气边界层模拟进行了研究,模拟出我国规范中的A、B、C和D类四种地貌并将结果和已有的研究结果进行比较。结果显示：所采用新型结构尖塔可以显著提高风洞大气边界层中部以上高度的湍流度,整个湍流度剖面基本覆盖了西方主要国家规范对此项指标的建议值。文中还调试出平均风速剖面不变而湍流度分布可变的流场,为开展相关的结构抗风研究奠定了基础。     

关于风洞中用尖劈和粗糙元模拟大气边界层的讨论

尖劈和粗糙元广泛地应用于风洞试验中的大气边界层模拟，该技术成功模拟了不同地貌特征的平均风速和湍流度剖面。随着风工程研究的深入，了解尖劈和粗糙元模拟过程中的作用机理有助于准确地模拟各种大气边界层湍流功率谱和尺度特性。试验表明：尖劈利用其迎风平板的分离流产生湍流涡旋，迎风板的宽度决定了涡旋的大小和湍流脉动强度，同时迎风板阻塞比沿高度递减产生近似线性的风速剖面；粗糙元用于模拟实际地面的摩擦效应，调整平均风速和湍流度的剖面分布。遗憾的是，尖劈下宽上窄的结构特点决定了该技术模拟的湍流功率谱和积分尺度的高度变化律与实际大气边界层相反。基于对模拟机理的认识，异型尖劈上部形状有助于模拟大比例模型试验要求的湍流风场。     

分层大气湍流场对远场声爆传播的影响

研究大气湍流对声爆的影响对于新一代超声速民机的低声爆设计具有重要意义。在真实大气环境中，大气湍流是普遍存在的，其会使低声爆波形在由高空向地面传播的过程中发生扭曲、畸变和振荡，并改变波形的能量分布。利用基于单向近似假设的二维HOWARD方程，以类Tu-144飞机的N型波和经过JSGD声爆最小化理论设计的低声爆波形为对象，研究分层大气湍流对N型波和低声爆波形的影响。首先，介绍了考虑大气边界层湍流效应的声爆传播模拟方法，包括改进的二维HOWARD方程及其离散求解方法、分层大气湍流场的建模方法，并采用JAXA抛体试验数据对预测方法的有效性进行了验证，同时与KZK方程预测结果进行了对比。其次，运用本文发展方法研究了N型波和低声爆波形在分层大气边界层湍流场中的传播情况，对地面可观测波形的主观噪声级和超压峰值进行了统计分析，发现大气湍流对增大N型波和低声爆波形主观噪声级（ASEL、PLdB）的概率很小，但很大程度上会增强波形超压峰值。最后，通过改变大气湍流生成过程中3个参数的数值，研究了不同强度的大气湍流场对声爆波形的影响，结果表明：风速脉动幅值和湍流积分尺度的增强对N型波和低声爆波形的感觉声压级影...     

基于广义Burgers方程的声爆传播特性大气湍流影响

声爆是发展超声速民机不可回避的关键问题之一。目前流行的声爆预测技术主要针对静止大气，对大气中的湍流扰动效应考虑不足，尚未建立高效高逼真度的预测方法。基于广义Burgers方程的远场声爆预测方法，通过与射线法相结合，建立了一套可考虑热黏性吸收、分子弛豫等物理效应的大气湍流声爆影响快速预测方法，并采用该方法开展了大气湍流强度和大气边界层厚度对典型远程超声速民机的声爆特性影响规律研究。计算结果表明：建立的预测方法能够合理表征热黏性吸收、分子弛豫等大气物理效应，相比前期基于波形参数法框架的预测方法，能够更加真实地反映大气湍流对声爆传播特性的影响；相比于前期的典型超声速公务机，采用的远程超声速民机声爆波形更加复杂，该预测方法仍能给出复杂波系的大气湍流影响规律；随着湍流强度和边界层厚度的增加，大气湍流效应对声爆特性产生的随机性影响呈增强趋势；同时，声爆在地面到达点的位置也呈现出更加分散的趋势，其可能会改变声爆毯对地面的影响范围，应在飞行轨迹规划中予以考虑。     

模拟中性大气边界层中污染物传输与扩散的动力相似讨论

文章从湍流雷诺数相等出发,推导出风洞中模拟中性大气边界层动力相似准则一充分发展的湍流中,运动相似的流动动力也相似。文章还讨论了模拟烟流抬升和扩散的相似准则,概述了国内外一些主要实验室应用的近似模拟技术。     

网格湍流CAARC模型风洞实验

对大气湍流边界层的真实模拟是风工程风洞模拟实验所要满足的基本条件之一，平均速度剖面，湍流度剖面，积分尺度和风谱是反映大气湍流边界层流动的四个最基本的因素。本文首先研究了不同孔隙率的均匀网格湍流场的流动特性，得到湍流度，积分尺度以及风谱的变化规律，然后在变化基中某一个因素而保持另外三个因素不变的条件下，研究了处于均匀网格湍流场中的CAARC模型风荷载响应的变化，从而确定每个因素的独立变化对模型所受风荷的影响。实验结果表明湍流度和积分尺度对结构物所受风载都有很重要的影响，在风洞大气湍流边界层模拟中应该予以充分的考虑，否则将会引起风荷载实验结果的偏差。     

振动尖塔对风洞模拟大气湍流边界层的作用

针对大气边界层风洞模拟中常常出现的湍流度随高度衰减太快的问题，本文尝试了一种新的被动模拟方法——振动尖塔法。该方法主要采用了具有弹性底座的尖塔型旋涡发生器。尖塔群受风洞自由来流驱动，发生随机振动，向下游流场注入了强烈的低频扰动，致使试验区的湍流度、积分尺度和风谱惯性子区的宽度都明显增加，改善了风洞的模拟性能。     

均匀各向同性大气湍流对声爆传播特性的影响

基于离散Fourier模态有限和生成的随机大气湍流场，采用修正波形参数方法，开展了均匀各向同性大气湍流对典型超声速客机声爆传播特性的影响分析。计算采用的超声速客机模型为自行生成的简化超声速公务机模型。首先，应用航空工业空气动力研究院自主研制的CFD软件ARI_Overset在三维空间求解Navier-Stokes方程，得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布；其次，基于Von Karman能量谱，采用离散Fourier模态有限和形式生成随机均匀各向同性大气湍流场；最后，采用修正波形参数方法模拟了声爆信号在随机速度湍流场中的传播过程。数值结果表明：各向同性大气湍流对于地面声爆特征有重要影响。与无湍流状态相比，均匀各向同性大气湍流使得地面声爆特征增强的概率约为55%，使得地面声爆特征减弱的概率约为45%，故总体而言大气湍流效应更倾向于增强地面声爆特征；均匀各向同性大气湍流对于声爆传播路径影响相对较小，但是这一变化仍会导致地面信号接收点的不确定性。     

大气湍流及航空风切变探测预警体系

本文着重以大气湍流（紊流、乱流、晴空湍流、爆流）及其风切变探测为主线，根据航空电子系统的发展要求，就构建新一代一体化的大气湍流及航空风切变探测警告体系进行分析总结和构思，提出看法。     

隐式紧耦合SST和TNT湍流模型的高速流动数值模拟

将SST(shear stress transport)和TNT(turbulent/non-turbulent)湍流模型输运方程与平均流场控制方程进行隐式紧耦合求解,结合当地时间步长方法和湍流源项隐式处理确保求解过程的快速和稳定.采用AUSMPW+(AUSM by pressure-based weight functions)格式和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式紧耦合方法对高超声速压缩拐角流动、锥柱裙流动和超声速非对称激波/边界层干扰问题进行了数值模拟.计算结果与实验值的对比表明:SST模型和TNT湍流模型可以很好地预测15°压缩拐角流动的壁面压力和热流密度;随着压缩拐角的增大,计算结果与实验值偏差增大;可压缩性修正对压缩拐角流动的压力和热流密度分布有很大影响,对超声速非对称激波/边界层干扰流动影响很小;隐式紧耦合方法比显式紧耦合方法具有更好的收敛特性.      

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

带有分离的二维可压粘性喷管流动计算

采用二维、时变、可压纳维-斯托克斯(N-S)方程计算喷管流动。流动可为无粘、层流或湍流。湍流模型可采用代数混合长模型,一方程和二方程模型。喷管形状为二维(平面或轴对称)。计算网格内点采用MacCormack显式格式。采用局部细网格,快速解法以及时间间隔光滑方法,以加速高雷诺数下收敛。边界点采用参考平面特征线格式计算,粘性项作为源项处理。给出了初步算例结果,与其它计算和实验数据比较,符合良好。     

对流传热场协同原理在高速可压缩边界层流动中的推广

应用理论分析方法对适用于不可压缩层流与湍流流动的对流传热场协同原理进行了可压缩层流与湍流流动上的推广。分析结果表明,与不可压缩流动的对流传热场协同原理不同,可压缩层流与湍流的对流传热取决于流动当地单位体积的动量与总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与总焓梯度的协同研究可压缩流动的壁面传热问题,对层流热流,不但计及了高速流动的密度变化对热流的作用,而且包括了静焓梯度、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响;对湍流问题,除了高速流动的密度变化、压力梯度、壁面分子黏性剪切效应对热流的影响外,还计及了雷诺剪切应力对热流的作用。另外,对黏性影响不能忽略的不可压缩流动的对流传热问题,用速度向量与总温（总焓）梯度协同更精确。     

Interstellar and Inner Source Pickup Ions Observed with Swics on Ulysses

Many species of pickup ions, both of interstellar origin and from an inner, distributed source have been discovered using data from the Solar Wind Ion Composition Spectrometer (SWICS) on Ulysses. Velocity distribution functions of these ions were measured for the first time over heliocentric distances between 1.35 and 5.4 AU, both at high and low latitudes, and in the disturbed slow solar wind as well as the steady fast wind of the polar coronal holes. This has given us the first glance at plasma properties of suprathermal ions in various solar wind flows, and is enabling us to study the chemical and, in the case of He, the isotopic composition of the local interstellar cloud. Among the new findings are (a) the surprisingly weak pitch-angle scattering of low rigidity, suprathermal ions leading to strongly anisotropic velocity distributions in radial magnetic fields, (b) the efficient injection and consequent acceleration of pickup ions, especially He+ and H+, in the turbulent solar wind, and (c) the discovery of a new extended source releasing carbon, oxygen, nitrogen and possibly other atoms and molecules in the inner solar system. Pickup ion measurements are now used to study the characteristics of the local interstellar cloud (LIC) and, in particular, to determine accurately the abundance of atomic H, He, N, O, and Ne, the isotopes of He and Ne, as well as the ionization fractions of H and He in the LIC. Pickup ion observations allow us to infer the location of the termination shock and, in combination with measurements of anomalous cosmic rays, to investigate termination shock acceleration mechanisms. This revised version was published online in June 2006 with corrections to the Cover Date.     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

数值模拟纵向隔热屏加力室热态流场

数值研究纵向隔热屏加力燃烧室的在三维贴体坐标系下燃烧整体流场,所用的数学模型有:k-ε模型、EBU-Arrehenius和二阶矩紊流燃烧模型及六通量模型等.数值分析两种不同几何形状、进口气流参数分布及紊流燃烧模型等对加力室内各气流参数、隔热屏和加力室筒体壁面温度分布的影响,计算结果与试验数据比较表明:不同几何形状对加力室紊流燃烧流场的影响要比进口气流参数分布大些,二阶矩模型更适用模拟紊流燃烧流动.      

三维机翼可压缩层湍流边界层计算

 从三维时间相依可压缩边界层动量积分方程和平均流动能积分方程出发,将二维可压缩层、湍流边界层积分方程算法推广到求解有限翼展后掠机翼的边界层流动。利用四步Runge-Kutta时间步进方案数值求解积分方程组,并利用当地时间步长加速迭代收敛。文中分析了数值方法的稳定性与收敛性,并考查了横向耗散项对计算结果的影响。算例表明,能获得令人满意的三维机翼定常可压缩层、湍流边界层的计算结果。     

On management and control of turbulent shear flows

Concepts of turbulent flow control have become of growing importance during the last few years, following increased interest in the detailed structural scenario of turbulence—in particular our improved understanding of coherent structures on the one hand (the prerequisite), and a need for improvement of technological processes on the other (the goal). These considerations have mainly been followed by engineers and physicists concerned with problems in aerodynamics. It is our aim to draw the attention of a wider group of engineers to turbulent flow control in order to speed up the transfer of knowledge from aerodynamics to applications in other fields of engineering.

In this paper an attempt is made to compile a major body of the available knowledge on flow control in separated and wall bounded turbulent flows. After a brief introduction of the basics of control theory (Section 2) and of the major flow structures and their stability characteristics (Section 3) free and wall bounded turbulent shear flows are discussed (Sections 4 and 5). This discussion summarizes the main relationships between structure and flow behaviour and shows possibilities of influencing properties of these flows such as increasing mixing or avoiding separation.     

SST湍流模型在高超声速绕流中的改进

为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。