非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在,研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维 Blasius 相似性解作为基本流场,以超声速混合层作为研究对象,采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数,分别研究对流马赫数 Mc =0.5(<1)和 Mc =1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制,结果表明：当对流马赫数 Mc <1时,流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声,且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度;当对流马赫数 Mc ≥1时,根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速,可以进一步分为快慢两种模态,分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究,计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场,即马赫波辐射,其辐角的计算结果与理论值相符。     

涡环相互穿梭产生的声及频谱特性

涡环的诱导与自诱导会引起同轴涡环的相互穿梭运动。在忽略涡核形状改变的前提下,利用涡声理论和理想流体中涡冲量守恒,可将远场声压用系统涡质心的轴向加速度表示。涡质心轴向运动加速度的变化是产生声的根本原因。在利用Biot-Savart公式得到涡环运动轨迹的基础上,对涡环穿梭运动产生的声及频谱特性进行了分析。涡环之间的初始轴向距离越远,所产生声的频率成分越丰富;相反,所产生声的频率成分越单一。     

固体火箭发动机转角涡脱落分类

应用三维大涡模拟(LES)方法对C1x模拟试验器进行了数值模拟,以研究转角涡脱落引起的声涡耦合现象.结果表明:与二维和轴对称LES相比,三维LES方法可以准确捕获转角涡脱落运动的三维特性及锁频现象.根据转角涡脱落是否在腔内形成声反馈循环过程可将其分为两类问题,第1类形成声反馈循环涡;第2类形成自耗散涡.燃烧室的台阶扩张比、台阶前后长径比是影响两类转角涡脱落现象的重要结构参数.     

基于Kirchhoff方法的亚声速平面混合层主涡对并声场分析

为拓展主涡对并气动声场计算分析方法研究,针对亚声速平面混合层主涡对并流动,采用直接数值模拟(DNS)方法求解获取近场声源,利用二维Kirchhoff频域法和时域法外推声辐射远场,并应用Kirchhoff频域法对主涡二次对并声辐射特征进行分析。研究结果表明:Kirchhoff频域法和时域法具有一定差异性,但与主涡对并直接声计算结果对比,显示二者计算精度相当且均具有较高的精确性。通过Kirchhoff频域法应用分析,清晰揭示出主涡二次对并各声模态与主涡卷起、对并过程的对应相关性,利用频域法这种良好的计算分析性能,本文进一步研究了混合层入口扰动相位差对涡并声场的影响,展现出主导声波在声场中的重要作用。     

卡门涡街与翼型的相互作用

本文利用保角变换,用离散涡方法求解了卡门涡街与翼型的相互作用。较详细地分析了它作为偶极子声源的特性,并模拟了在涡翼相互作用过程中尾迹的发生和演化。计算结果表明:在相互作用时,尾迹所吸收的声能可以是正值也可以是负值;升力和声偶极子强度出现了周期性脉动,这种脉动与翼型的振动和噪声有直接的关系。     

旋流强度对甲烷/空气预混火焰CIVB回火的影响

为了研究旋流强度对甲烷/空气预混火焰燃烧诱导涡破碎(CIVB)回火的影响,以便深入理解CIVB回火的机理进而抑制回火,采用二维轴对称模型,并使用用户自定义函数(UDF)修改动量守恒方程来模拟旋流,得到了甲烷/空气预混火焰在不同旋流数下的CIVB回火极限,通过负切向涡量和流动不稳定理论分析了回火过程中的涡破碎。结果表明,对于无中心体旋流预混喷嘴中甲烷/空气火焰的CIVB回火,旋流数从0.409增加到0.416,先促进回火后抑制回火;对于同一个喷嘴结构,不同旋流数下发生CIVB回火时流场满足相同的涡破碎条件,即负切向涡量最大值约为5.5×10~4s~(-1),从宏观尺度分析其实质是流动不稳定扰动因子相同。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

三角柱体对机翼根部马蹄涡的影响

在现有文献的基础上,采用k-ωSST湍流模型和SIMPLE数值模拟算法,进一步探讨增加宽度比的三角柱体对于角区马蹄涡的影响。结果显示当三角柱体宽度在一定范围内增加时,马蹄涡的控制效果得到进一步提高。定义的涡强系数(基于涡心位置及马蹄涡的涡量)能很好地表征马蹄涡的强度。当三角柱体宽度与机翼厚度相同时,即宽度比为b/T=1(b为三角形宽度,T为机翼最大厚度)时涡强系数降到原来的27%。文中的三角柱体的高度仅为机翼厚度的1/20,和当地边界层的厚度相当。此种三角柱既能控制马蹄涡,又不会引起流场的整体剧烈变化。     

可渗透面对流FW-H方程伪声产生机制和抑制方法

可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用，但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制，并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源，发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FWH方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式，因部分积分项被忽略，导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项，在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作，以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。     

基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制

在涡不稳定性特征的影响下，翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理，采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明：在1~6倍弦长的尾迹区内，翼尖涡存在摇摆现象，摇摆幅值随流向放大，且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征；在大迎角条件下，翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法，定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示，在雷诺数2.1×10⁵~3.5×10⁵范围内，翼尖涡均处于临界稳定状态，扰动频率为3~5 Hz。基于线性稳定性分析结果，发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大，解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外，由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性，从而诱导翼尖涡产生摇摆运动；速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡，而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制，其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率，而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。