高负荷低压涡轮边界层转捩的实验研究

为了研究高负荷低压涡轮边界层的非定常转捩过程及雷诺数对尾迹边界层相互作用机制的影响,采用热线和表面热膜测试技术在高负荷叶栅实验台上对吸力面边界层的非定常时空演化进行了实验测试。结果表明:高负荷叶型的吸力面边界层在没有来流尾迹作用的情况下会不可避免地发生分离。分离剪切层中的K-H无粘不稳定机制主导了失稳转捩过程;来流尾迹的逆射流会与边界层相互作用,产生卷起涡结构,从而促进分离剪切层的转捩过程。边界层的分离被转捩产生的湍流条带及其后的寂静区抑制;随着雷诺数降低,分离点向上游移动11.4%吸力面弧长,分离泡的流向和法向范围扩大,尾迹引起的卷起涡结构尺度也随之变大。雷诺数通过改变分离剪切层的状态对转捩机制产生影响。     

高超声速三维边界层横流转捩的数值研究

横流失稳是高超声速三维边界层转捩的主要机制。然而到目前为止,由横流失稳导致高超声速三维边界层转捩的数值研究还不多见。本文采用直接数值模拟方法计算了马赫数6、后掠角45°钝板边界层中定常横流涡的演化,在此基础上引入高频二次失稳模态,计算了二次失稳模态的非线性演化,直至湍流发生。计算结果表明:横流定常涡的非线性作用引起平均流修正,可使壁面摩擦系数曲线有一定程度的抬升。而高频二次失稳波的增长导致低频及定常扰动快速增长,促使壁面摩擦系数急剧抬升,同时饱和横流涡结构破碎,最终触发转捩发生。     

来流扰动对圆盘绕流结构影响的实验研究

主要讨论由水槽流动显示实验得到的圆盘绕流结构在上游小圆柱尾迹干扰下的变化,对圆盘前驻点附近逆压区的流动通过氢气泡显示技术进行观察.由实验结果处理得到圆盘前大涡的结构特征(如周期、最大宽度、在周期内结构随时间的变化等)受扰动几何参数的影响.发现无量纲参数L/d(L为小圆柱中心与圆盘迎风面之间的间距,d为小圆柱直径)对圆盘前驻点区域中大涡的形成和发展有重要的影响.圆柱尾迹中涡通量的增加会在圆盘前产生大尺度的涡对,其周期性演化的频率随L/d增加而增加.     

尾迹对涡轮叶栅边界层转捩的影响

为研究周期性尾迹对下游涡轮叶栅边界层转捩的影响机理,并验证γ-Reθ转捩模型在非定常计算中的适用性,在自行开发的CFD程序上实现了该模型,对带有尾迹发生器的T106D-EIZ涡轮叶栅进行数值模拟;对比分析了实验数据与数值模拟的结果,并对流动机理进行阐述。主要结论如下:γ-Reθ转捩模型对周期性尾迹影响下的边界层转捩预测得较为准确,转捩位置随时间的变化规律及幅值均与实验值符合得很好;尾迹的时均作用是使吸力面转捩位置向尾缘移动,相比于无尾迹情况其移动距离约为5%轴向弦长;尾迹使吸力面阻力系数时均值较无尾迹情况增加约40%,同时减弱了分离泡的强度,但对分离泡的位置影响不大。     

多孔壁面对高速边界层最优增长条带二次失稳的影响规律

边界层转捩是高超声速飞行器设计中的关键基础理论问题。当环境扰动强度较高时，将在模态扰动失稳区上游发生由最优增长条带二次失稳触发的亚临界转捩。为评估多孔壁面在亚临界转捩中的控制效果，以超/高超声速平板边界层流动为研究对象，建立了基于伴随抛物化稳定性方程的优化系统与求解方法。以最优扰动非线性演化形成的三维条带边界层为新的基本流动开展全局稳定性分析，研究表明：多孔壁面对第一模态频率范围内的二次失稳扰动为促进作用，对第二模态频率范围内的二次失稳扰动起抑制作用，并且转折频率接近局部快/慢模态的同步频率，对于工程应用中多孔涂层的布置方案具有一定的指导意义。     

壁面小折角对马赫数4.5边界层中扰动演化的影响

为了利用e N方法预测带小折角平板边界层的转捩,采用数值模拟和流动稳定性方法研究来流马赫数为4.5,扩张角和压缩角分别为1°、2°、3°的高超声速边界层中扰动的演化,得到不同角度下不同频率的扰动波沿流向的幅值及增长率分布。并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的e N方法进行验证分析,指出采用e N方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。     

圆柱尾迹影响下近壁湍流低速条带的特征

利用氢气泡流动显示方法，对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析。结果表明：与没有尾迹扰动的情况相比，在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小，圆柱距离壁面较近时这种减小更显著，可达到22％；而当圆柱离壁面较远时，尾迹对条带平均间距的影响减弱，其最大减小量的出现向下游推迟。另一方面，尾迹的作用并未使条带间距的统计分布性质发生改变，它们仍然符合对数正态规律。     

平板边界层中展向波包型扰动引起的转捩

过去在平板边界层转捩及湍流的研究中,主要考虑的扰动在展向是均匀分布的,这样有利于研究,但在实际问题中扰动形式是多样的,边界层可能是三维的,扰动在展向是不均匀的。对于以往研究的扰动来说,三维平板边界层中的展向非均匀扰动是比较复杂的扰动形式,更接近自然转捩,因此研究这种扰动引起的转捩和湍流具有重要的实际意义。基于此,针对平板边界层,控制方程为无量纲化的Navier-Stokes扰动方程,时间上采用三阶精度的差分格式,空间上展向采用伪谱方法,流向和法向采用高阶精度差分格式,应用数值模拟的方法研究了小幅值和有限幅值展向波包两种情况。通过数值模拟和线性稳定性理论分析小幅值波包的演化,得到了小幅值波包的演化符合线性稳定性理论(LST);分析了有限幅值的展向波包型扰动引起的转捩和湍流,描述了物理空间和谱空间中波包型扰动的演化特征;同时针对不同展向位置进行分析,结果表明不同展向位置的转捩位置不同,但转捩过程和特征是类似的。     

高负荷低压涡轮时序效应数值模拟与试验验证

为了研究上下游叶片的相位对低压涡轮流动的影响机理，使用商用 CFX 软件进行数值模拟，并辅以试验校核。选取了 0°和180°2个流动相差较大的相位，分析边界层分离与转捩、边界层积分参数，对吸力面的载荷系数、壁面剪力、附面层形状因子及 动量厚度等进行对比，并从边界层的瞬态流动分析着手，在1个尾迹扫掠周期内对Klebanoff条纹、K-H涡等结构进行分析。结果 表明：不同相位的流动特性差异主要取决于势流的压力扰动与速度扰动的相位，这将决定尾迹诱导转捩与寂静区之间的主导关 系。当压力扰动与速度扰动同相时，寂静区处于逆压梯度逐渐增强的阶段，保持层流的能力被削弱；反之当二者异相时寂静区强 度较大，尾迹诱导转捩带来的湍流损失可以被寂静区平衡。通过瞬态分析可知，0°相位尾迹诱导全展向K-H涡的卷起，全展向涡 的破碎会带来较大的能量耗散，且其诱导的Klebanoff条纹强度较大，二者共同作用使得尾缘动量损失较大。     

柱后旋涡运动离散涡方法数值模拟中的几个问题

本文简短评述用离散涡方法对圆柱绕流非定常旋涡运动进行数值模拟中的四个问题,即离散方法及涡面稳定性;边界层分离及新生涡位置;二次涡问题;尾迹涡中的环量减少问题等。文中还提出了尚需深入研究的课题。     

对层流边界层稳定性与转捩的实验研究

本文用可控热脉冲输入临界层的方法研究了平板层流边界层的稳定性与转捩。主要结果说明在扰动增长的初始阶段,即使有三元扰动分量的存在,二元线性理论仍适用。研究还表明次谐波转捩出现在较低的起始扰动水平或较低的雷诺数,所以不论对人工转捩或转捩抑制都是值得注意的现象。     

Time-resolved visualization of coherent structures during supersonic boundary layer transition

The coherent structures arising during flat-plate boundary layer transition at Mach number 3.4 are investigated using a custom-built hyper-rate imaging system. The evolution of transitional structures is investigated in the Eulerian and Lagrangian reference frames. The upstream evolution of transition is dominated by the generation of new hairpin structures, while the interaction among multiple structural types dominates the evolution downstream. The breakdown of the existing structure, which may be caused by interactions among multiple types of structures with similar scales, is also visualized.     

湍流边界层中马蹄涡的实验研究

采用~种新的流场显示方法(激光片光运动法)和不同实验方案对湍流边界层中的马蹄涡(或称发卡涡)进行了实验研究,其中包括马蹄涡的生成和发展过程。实验结果表明,湍流边界层中马蹄涡的~种主要生成方式是二次不稳定。其生成和发展过程既不同于层流中人工生成的马蹄涡;也不同于目前存在于人们观念中的那种完美的马蹄涡。这种马蹄涡有以下特征:(1)涡头部分展向尺度不断线性增长,最后固定在某个尺度;(2)涡头部沿流向作匀速运动;(3)流向涡管存在拉伸和变形。     

用声激发扰动控制边界层转捩

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流度风洞中作了进一步实验研究，实验成功地证实边界层的人工转捩位置可以用声激发振动控制，通过比较声激发装置的传递函数，声压和固定转捩位置所需的最小输入功率优了性能较佳的声激发装置，用大功率扬声器驱动产的声扰经模型内管道及模型表面上展向一排小孔传入边界层是一种有效可行的人工转捩控制方法，测量结果表明，强迫边界层转捩所需的声扰动强度对湍流边界层的速度型及壁面剪应力影响     

超声速平板边界层中流向涡的生成条件

针对马赫数为4.5的超声速平板边界层,基于线性稳定性理论（LST）选取初始扰动组合,通过直接数值模拟（DNS）,计算了第一模态不稳定波扰动组合沿流向演化生成流向涡的过程。采用改进Omega-Liutex旋涡识别方法进行涡识别,结合流向不同位置截面的流线图,分析了流向涡的生成特性。根据流向涡在zy截面内的流线特征,提出了流向涡的生成条件,研究发现:流向涡可以直接通过一对展向对称的第一模态不稳定斜波扰动与基本流叠加得到,不是必须经过非线性作用。      

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。     

转捩对压缩拐角激波/边界层干扰分离泡的影响

为了研究转捩对压缩拐角内分离泡结构的影响,进行了来流马赫数2.9,24°压缩拐角激波/转捩边界层干扰的直接数值模拟（DNS）。通过在拐角上游平板的不同流向位置处添加周期性吹吸扰动激发流动转捩,使得转捩不同阶段进入拐角入口,从而在拐角内产生激波/转捩边界层的相互干扰。计算得到的平均速度剖面、壁面压力分布以及分离泡大小与风洞试验及以往直接数值模拟结果吻合较好,验证了计算结果的可靠性。研究了转捩过程对角部干扰区内分离泡结构的影响规律,分析比较了不同转捩阶段下角部分离区内湍动能的生成、耗散和分配机制。研究结果表明：转捩初期的拟序涡结构对分离泡尺度及形状影响最大,发卡涡包在角部拐点附近发生展向融合,并在角部区域形成湍流斑,此时分离泡尺度最小,形状呈现中间高两边低的山峰型。随着转捩的发展,分离区内湍动能生成和近壁区的耗散逐步降低,此时输运项起到了主要的平衡作用。     

浸入边界法模拟小圆柱对主圆柱涡脱落的抑制

使用浸入边界法研究了小圆柱对主圆柱涡脱落的抑制.方法中使用非贴体笛儿尔网格,易于处理包含复杂边界的流动问题.采用离散附加力直接加入边界条件方法对虚单元进行重构,使边界条件在浸入边界上精确满足.使用隐式分步法解二维非定常不可压Navier-Stokes方程,通过速度和压力解耦提高计算效率.数值模拟单圆柱绕流及不同位置小圆柱和主圆柱的流动干扰,通过分析流场涡结构和升、阻力系数,得到小圆柱对主圆柱涡脱落的延迟和抑制作用.计算结果与已有实验结论和数值结果对比,计算误差不超过5%,说明浸入边界法可以简单有效地处理圆柱涡脱落抑制这类流动干扰问题.     

带射流冲击的短扰流柱排内流场的实验研究

用五孔针对带射流冲击的单排短扰流柱内的流场作了详细的测量,得到并分析了带射流冲击的短扰流柱排内的速度分布规律及流场内的漩涡分布.在实验中清楚地探测到流动在靠近扰流柱表面附近速度较大,在对称中心区域发现了一大片低速区,并有回流和漩涡产生.实验发现由于端壁效应和扰流柱表面的流动分离造成扰流柱排内有较强的漩涡流动,扰流柱根部有马蹄涡产生,扰流柱后尾迹区有湍流涡的发展,流道内侧向压力分布不均匀可形成通道涡.与无射流情况比较发现扰流柱表面分离点后移,尾迹区明显减小.     

电磁控制涡激振荡的实验研究

利用电介质溶液中圆柱体侧表面附近分布的电磁场产生电磁力可有效改变流体边界层及尾涡结构。本文以减振为目标,对电磁力控制涡激振荡进行了实验研究。实验在转动水槽中进行,通过吊杆将装有电磁激活板的圆柱插在槽内液体中。吊杆上的应变片用于测试圆柱的升力,注入适当的染料用来显示流场。结果表明：对称电磁力作用下,脱体涡被抑制,从而使升力的振荡受到有效抑制,进而抑制圆柱的振动,双排方向相反的涡变为单排正负交错的涡。当电磁力足够大时,圆柱的振荡被完全消除,流场达到定常。