前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.      

上随体Maxwell(UCM)流体热毛细液层弹性失稳的理论分析

通过对上随体Maxwell（UCM）流体热毛细液层线性稳定性的研究分析,发现流场会发生弹性失稳.扰动的增长速率随波数的增加而增加.与牛顿流体不同,UCM流体不存在临界Marangoni数,当波数达到某一临界值时会出现不稳定的弹性扰动波.该临界波数随弹性数和Marangoni数的增加而减小,当弹性数趋近于0时,流体即变为牛顿流体,而相应的临界波数趋于无穷.不同波数及传播方向上,弹性波的波速相同,而其增长速率在特定方向上达到最大.能量分析表明弹性波的扰动能量来自扰动应力做功.      

轴对称钝体前缘分离剪切层的非线性行为

实验研究了锐前缘轴对称钝体前缘分离剪切层发展演化的动力学过程,以及分离剪切层与外加声激励之间的非线性作用.研究结果表明,自然状态下,存在着亚谐频现象,分离剪切层的演化发展是通过涡合并方式实现的.从分离到再附,层流分离剪切层一般经过2次涡合并过程,湍流分离剪切层一般经过5次涡合并过程.混沌动力学分析表明,层流分离剪切层是经过Hopf分岔和周期倍分岔途径进入混沌状态的.此外,讨论了分离剪切层对外加声激励的响应.     

具有初始热变形的转子系统振动响应分析

航空发动机热起动时的温度分布不均会使转子产生初始热变形,进而引起发动机振动过大,甚至导致起动失败。针对此问题,以航空发动机中的典型转子为对象,根据初始热变形对转子振动的影响建立相应的动力学方程,并通过模态坐标变换分析初始热变形对转子系统振动响应的影响。结果表明,初始热变形相当于对转子作用了附加激励,包括转轴初始弯曲激励、附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励,上述激励均与转速同步。其中,附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励大小与转速有关,对转子通过各阶临界转速的振动响应均有较大影响;转轴初始弯曲激励大小与转速无关,主要影响低阶临界转速的振动响应。      

不同头部形状单孔位微吹气扰动控制实验研究

在亚临界流动范围内,对具有不同头部形状的尖拱形细长旋成体在无侧滑大迎角下进行单孔位微吹气扰动控制实验.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和以前细长旋成体结果的对比和分析,发现单孔位微吹气扰动对于细长旋成体横侧向控制作用在于模型头部背风侧非对称二涡结构对扰动的敏感性.实验分析表明,单孔位微吹气扰动这一大迎角非对称控制手段具有较强的适应能力,其控制能力的大小则由该头部形状的初始状态决定.     

基于动态流体扰动原理的三维滚动航路规划

针对复杂环境中存在运动目标、移动威胁与突发威胁等多种情况,将动态流体扰动算法与滚动优化策略相结合,进行无人机(UAV)三维动态航路规划.基于移动目标运动信息与威胁运动信息引入相对初始流场,用扰动矩阵量化表示障碍物或威胁对相对初始流场的扰动影响,计算相对扰动流场,进而得到实际流场流线即无人机规划航路.充分利用实时环境信息,综合考虑未来运动态势,在有限时域内采用动态流体扰动算法规划出可选航路,然后构建目标函数,滚动优化反应系数,实现在线航路规划.仿真结果表明,该算法能较好地适用于复杂动态环境.      

上游双扰动对圆柱气动特性影响的数值模拟

通过用商用计算流体力学软件FLUENT 6.0中的SIMPLE方法求解二维非定常层流模型,对雷诺数Re=200时上游双扰动体对下游圆柱气动特性影响进行了数值模拟研究.计算结果表明当双扰动体相隔较近(H/d=1.1,1.33)时,其后形成单一的Karman涡街,它们对下游圆柱的干扰作用类似于单扰动体时的情况,但是流动结构发生变化的临界间距Lcri较之有效宽度相同的单扰动体的要大,因此可以推断出在该种布置下双扰动体和圆柱绕流会出现2种流动模式.在空穴流动模式下面,下游圆柱的阻力和升力脉动最多减小94%和79%,系统阻力(包括圆柱和扰动体)也能减小33%.而当双扰动体尾流为双Karman涡街时(双扰动体相隔较远H/d=3.33,5.0),圆柱迎风面部分区域仍受到来流的冲击作用,气动力减小有限.     

脉冲射流强化喷流混合的数值模拟

采用高振幅低流量射流射入亚音剪切层以强化喷流混合,对利用脉冲射流强化喷流混合的流场进行了数值模拟.利用有限体积法和重整化群(RNG)k-ε湍流模型求解N-S方程.分别进行了低亚音马赫数及中等亚音马赫数喷流混合的数值模拟.数值模拟结果显示,无论是对于低亚音速热喷流还是中等亚音速热喷流,脉冲激励引起喷流在与激励源平行的平面迅速扩展,在与之垂直的平面收缩,当脉冲射流激励的斯德鲁哈尔数在0.2时,可以得到较好混合,而且少量的射流流量(占主流流量的1%)可以极大地增加速度及温度的衰减率,随着流量的增加(占主流流量的3%),喷流混合得到进一步的加强.     

赤道低纬电离层瑞利-泰勒不稳定性初始扰动波数的临界值

在文献[1]推导的基础上将不稳定判据扩展到±30°磁纬之间的低纬地区.为研究初始扰动波数对等离子体泡的影响，分析了λ_min随初始扰动波数的变化规律，选择二分法计算λ_min=1时的临界波数α_c，并分析α_c随经纬度、太阳活动、季节、地方时以及水平东向电场强度的变化.主要结论如下:α_c随经纬度、季节、太阳活动以及地方时的变化规律和等离子体泡及闪烁活动的规律基本一致，α_c越小，等离子体泡越容易产生；水平东向电场增强有利于等离子体泡形成.α_c的值对人工影响电离层时选择最优扰动条件具有一定的指导意义.      

CME地磁扰动事件的模糊预报方法

以1997-2003年期间的73个日冕物质抛射(CME)激波扰动事件和模糊数学为基础,提出了一种预报地磁扰动的方法.该方法以CME事件爆发的日面经纬度、相关地磁扰动事件的渡越时间、地磁扰动指数、IPS观测的太阳风速度跃变量为基础,建立了预报CME地磁扰动事件的μθ,μφ,μT,μM,μ△v从属函数,考虑了CME初始速度对激波到达时间的影响.以这5个从属函数为基础并利用模糊数学对1996-2004年期间73个经行星际闪烁(IPS)观测认证的CME激波引起的地磁扰动事件进行了预报实验.实验结果表明,磁扰开始时间预报的相对误差,△Tpre/Tobs≤30%的事件占总事件数的91.78%,而△Tpre/Tobs＞30%的事件占总事件数的12.33%;磁扰幅度(∑Kp)大小的预报,其相对误差△∑Kp/∑Kpobs≤30%的事件占总事件数的60.27%,相对误差≥50%的事件占总事件数的12.33%.这表明该预报方法对空间灾害性事件地磁扰动的定量预报具有很大应用潜力.      

环形浅液池内低Prandtl数流体超临界热毛细对流演化

为研究低Prandtl数（Pr）流体热毛细对流演化过程，对环形浅液池内Pr=0.011的流体热毛细对流进行三维数值模拟.研究发现:当Marangoni数较小时，流动为轴对称稳态流动；当Marangoni数超过某一临界值后，流动失稳并转变为热流体波，其波数随Marangoni数增加而减小，而波动主频增大；随着Marangoni数增加，流动加强，沿周向运动的热流体波演变为沿径向运动的径向波，其波数大大减小；当Marangoni数继续增加时，波动频谱曲线噪声增加，呈广谱特性.因此，在计算范围内热毛细对流的演化过程为:轴对称稳态流动-热流体波-单周期径向波-多周期三维振荡流动.      

带肋变截面回转通道内流动与换热的数值模拟

开发了三维流动换热的通用计算程序,数值研究了带肋变截面回转通道内流动与换热的特性.湍流模型采用低雷诺数k-ε模型.通道肋间距为25mm,肋高分别为1mm,1.5mm,2mm,冷气进口雷诺数Re分别为7500,12500,18500,25000.计算结果表明:①通道的平均努赛尔数均随进口雷诺数的增大而增大;②对于Re=7500和12500,肋高越高,换热越强;对于Re=18500和25000,肋高为1.5mm的通道换热最强;③局部雷诺数的不同和离心力的影响导致通道内各区域的局部换热随肋高的变化趋势并不一致;在进口段,肋高越高,换热越强;在出口段,当Re=7500和12500时,肋高越高,换热越强,而当Re=18500和25000时,存在最佳肋高1.5mm.     

雷诺数对后向台阶剪切层转捩特性的影响

二维后向台阶分离流动是研究流动分离再附特性及机理的经典物理模型.运用二维时间解析粒子图像测速（PIV,Particle Image Velocimetry）技术,对雷诺数在300~3 000 之间后向台阶分离再附流动进行了二维速度场测量,研究后向台阶层流剪切层转捩位置随雷诺数的变化.研究发现,随雷诺数的增大,再附点的位置不断前移,转捩点的位置随之前移.转捩点在剪切层中的相对位置与雷诺数成反比函数关系.另外,在转捩发生之前,扰动会经历一段线性增长阶段,其空间增长率与雷诺数正相关.     

磁扰期间的三维漂移壳分离

基于磁层粒子动力学理论,首先对比了计算漂移壳分离的引导中心法和磁力线追踪法,计算表明两种方法的计算结果一致.然后分别采用T89c和T96磁层磁场模式,用磁力线追踪法数值计算了不同初始位置(≤9Re)、不同初始投掷角、不同Kp指数和不同太阳风压力下,带电粒子的漂移壳分离.计算结果揭示了漂移壳分离随初始位置、投掷角、Kp指数和太阳风压力的变化.其具体特征如下. (1)随着径向距离的增大,漂移壳分离效应愈加显著,由正午出发的粒子将被稳定捕获,而午夜出发的径向距离≥7Re的部分大投掷角粒子将沿磁层顶逃逸. (2)正午出发的粒子,漂移到午夜时其漂移壳随投掷角减小向外排列;午夜出发的粒子,漂移到正午时其漂移壳随投掷角增大排列; 90°投掷角粒子在磁赤道面的漂移壳沿着磁场等值线排列. (3)漂移壳分离随Kp指数和太阳风压力增大变得显著,且随这两种扰动参数的变化特征和趋势是基本相似的.      

随机粗糙微通道中的流动和传热特性

对水在随机粗糙微通道中的单相液体层流流动和传热特性进行了数值模拟研究.构造了两条随机粗糙微通道和一条规则粗糙微通道,计算Re范围100~2 000.结果发现:3条计算通道的Poiseuille数(Po)和Nusselt数(Nu)均大于光滑通道的分析解,并随Re缓慢增大.规则粗糙微通道中的Po和Nu都明显大于随机粗糙微通道的结果.最后,认为粗糙度对当地Nusselt数的影响,是粗糙元引起的流速变化与协同角变化共同决定的.      

微重力条件下悬浮区中的Marangoni对流

本文研究微重力条件下悬浮区中的表面张力梯度驱动对流。采用有限元方法数值研究二维、轴对称悬浮区中的定常流动和温度分布,讨论P_r数及自由面上散热条件的影响。计算表明,P_r数(M_α数)增大时,流区大部分自由表面上温度梯度减小,流区流速较小,对流热输运较扩散效应增强。只要能维持自由面上一定的温度梯度,在较大的P_r数(M_α数)时,仍能得到收敛的定常解。     

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

高压高剪切率下密封环缝隙流体动态润滑特性

为减少高压高剪切率下热效应对密封环缝隙流体润滑性能的影响,以密封环缝隙流体剪切速度梯度、壁面剪切应力和油膜温升表征摩擦副润滑性能,采用RNG k-ε湍流模型,通过Workbench建立流-固-热多场模型,计算得到不同主轴转角下缝隙流动形态变化规律和温升前后油膜厚度变化量、不同L型槽内外径比及长径比下流速流型分布规律、壁面剪切应力、温度分布和热变形量。研究结果表明:密封环L型槽黏性底层随剪切速度增大而增厚,油膜厚度随运动周期增加而变薄;当L型槽内外径比小于1.07时,随比值减小密封环壁面剪切应力不断增大,最大变化率为7%;密封环L型槽长径比在0.19时平均壁面剪切应力达到最大,当长径比继续增大时,油膜区剪切速度梯度逐渐减小,油膜温升和热变形亦随之减小。研究结果可为马达优化以减少能量损失和改善密封环润滑条件提供理论指导和依据。      

超高速飞行器平尾大迎角气动弹性特性研究

临近空间超高速飞行器在飞行过程中受到外部干扰作用时会出现大迎角飞行姿态,此时需大角度偏转全动平尾进行配平,带来平尾大迎角下的气动弹性问题。采用计算流体力学/计算固体力学/计算热力学（CFD/CSD/CTD）耦合方法分析了一种超高速飞行器全动平尾的气动弹性特性,重点研究了大迎角下平尾的气动响应及结构变形特点。结果表明:各迎角时的气动力曲线均出现波动,随时间变化逐渐衰减至平衡位置。迎角越大,初始振幅越大,气动力系数减小的比例越大,但随时间衰减得越快。平尾存在弯曲/扭转耦合现象,结构变形导致表面压力分布发生变化,使得整体压力减小、升力系数降低,迎角越大现象越明显。平尾最大应力在迎角30°时达1.2 GPa,已达到所用镍合金材料的屈服强度极限。应在结构设计时在翼轴与平尾接触部位附近加强,或在控制方案设计时限制全动平尾的工作角度。结构发生轴向与法向变形,轴向变形主要由气动热引起,法向变形由气动力和气动热共同引起。