陷窝诱导涡结构数值模拟分析北大核心CSCD

为了澄清陷窝诱导涡结构及其对尾流的扰动方式,针对布置深宽比0.2陷窝的两平板间充分发展流动进行了稳态数值模拟。应用张涵信的旋涡沿轴线的非线性分叉理论分析表明陷窝内涡结构为失稳破裂的半涡环,总结了陷窝对尾流的扰动方式。研究发现,陷窝诱导的旋涡分离为螺旋点/鞍点/螺旋点分离。物面的分离螺旋点形成,在空间演化为垂直物面发展的对称类龙卷风涡结构。对称类龙卷风涡在对称面闭合形成半涡环。半涡环经历了从稳定升起、沿流向随着涡粘性扩散和涡粘性耗散下变得不稳定、到最后在强逆压梯度下泡型涡破裂的过程。半涡环涡破裂涡量散开诱导形成陷窝尾流的弱纵向涡和陷窝尖后缘绕流产生的边涡旋转同向,加强了陷窝后流场的对流强度。     

不同深宽比陷窝诱导涡结构分析

陷窝所诱导的旋涡强化动量或热的交换,使得陷窝在分离流动控制和强化对流传热研究中很受关注。深宽比是影响陷窝诱导涡结构的重要参数,开展了深宽比对陷窝诱导涡结构影响的研究。研究发现,深宽比为0.06时,涡结构为马蹄涡;深宽比为0.1至0.14时,涡结构为闭式分离泡;深宽比为0.16至0.20时,涡结构为对称类龙卷风涡;深宽比为0.22至0.30时,涡结构为非对称类龙卷风涡。通过涡核涡强度对比发现,过深的陷窝和过浅的陷窝其内涡强度均比中等深度陷窝弱。     

旋涡沿轴线的非线性分叉

本文研究了低速旋涡沿其轴向的演变，发现涡轴上λ＝（１／ρ０）是决定其演变规律的重要参数。如果λ＞０，涡轴附近横截面的流线是由外向内转的稳定螺旋点形态；如果λ＜０，是由内向外转的不稳定螺旋点形态。如果沿涡轴，λ变号，则由变号点起出现Ｈｏｐｆ分叉，产生极限环。λ分叉，产生极限环。λ由正变为负，极限环是稳定的；λ由负变为正，极限环是不稳定的。一个稳定的旋涡要演变为破裂，一定要伴随先出现Ｈｏｐｆ分叉。旋涡     

三维定常分离流和涡运动的定性分析研究

本文由两部分组成。第一部分研究和分析了物体表面上的分离形态,指出若分离线从奇点始,该奇点为鞍点;若在奇点终,该奇点为结点。若分离线上有很多奇点,其鞍点和结点是交替分布的。分离线的起始,可能有三种形态:一种称之为闭式分离的鞍点起始;一种为正常点起始;一种为鞍、结点组合形态起始。可以把正常点起始和距离很近的鞍、结点组合形态起始称之为开式分离。在一定条件下,闭式分离的形态,先转变为鞍、结点组合的形态,然后过渡到正常点的开式分离。第二部分研究了旋涡沿其轴线发展过程中,其横截面流线形态的发展,指出旋涡轴线上物理量λ=(1/ρ)(ρw/z)是决定流线形态的重要参量。如果λ>0,截面流线在涡心附近是稳定的螺旋点形态。如果λ<0,为不稳定的螺旋点形态,如果λ=0,流线形态是中心型的,当沿涡轴λ由正变负或由负变正时,相应在涡心附近截面流线由稳定螺旋点形态变为不稳定螺旋点形态,或由不稳定螺旋点形态变为稳定螺旋点形态;并且从λ由正到负的变号点起,截面流线产生稳定的极限环,或从λ由负到正的变号点起,产生不稳定的极限环。旋涡破裂只能发生在截面流线为不稳定螺旋点形态的区域中,在通过涡轴的纵向平面内,破裂点处的流线形态是鞍型的。破裂涡的合拢点处在不稳定的极限环区域内。     

基于表面“凹槽”与“陷窝”技术的低雷诺数涡轮流动损失控制

分别基于“凹槽”和“陷窝”技术对低雷诺数条件下涡轮流动损失控制计算研究.对于“凹槽”技术,采用三维大涡模拟数值方法深入分析凹槽位置、雷诺数等因素对控制效果的影响,同时采用实验分析的方法针对陷窝流动控制技术展开了深入地研究.结果表明:①增大扰动波幅值或选择合适的扰动波频率均可获得明显的控制效果;②二维展向凹槽处理扮演着“扰动发生器”的角色;③三维球窝不但扮演着“扰动发生器”的作用,还扮演着“旋涡发生器”的角色.球窝尾流区内高频率的旋涡形成与脱落,不但产生了加强流动掺混所需的旋涡,也产生了促进分离泡转捩所需的扰动.     

低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.      

羊角涡结构及其特性

旋成体绕流中除了主涡系之外,在分离区发现一类由物面分离螺旋点发展而成的羊角涡结构.这类羊角涡出现频率很高,迎角范围约为25°～75°;它与旋成体背风区主涡系演化密切相关,伴随着非对称中高位涡脱体和低位涡展向跨越对称面而产生,是三维流动的结果.羊角涡结构虽小,涡强虽弱,但它通过主涡来体现它的气动力作用:在较小迎角下,从物面以tornado形状升起时通过涡量传输来改变同侧主涡涡量;在更大迎角时,通过干扰主涡促使主涡破裂.本文给出了物面螺旋点以至羊角涡的典型照片,分析了它的形成过程和形态特征.     

带座舱飞船高超声速粘性绕流的分离形态及流场结构分析

通过求解薄层近似的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，数值模拟了带座舱飞船高超声速粘性绕流，首次系统地给出了攻角为５°、１０°、２０°、３０°和４０°情况下的物面分离形态、横戴面流线形态、纵剖面流线形态以及旋涡沿涡轴的演变形态。分析和比较表明，本文采用数值可视化方法给出的流场拓扑结构与相应的拓扑规律完全吻合。在飞船后体流场横截面流线中，本文发现了稳定的极限环流态，该极限环涡心处沿涡轴方向的速度是超声速     

三角翼非定常旋涡运动横截面拓扑结构研究

本文用数值方法求解N-S方程，研究了低速流中三角翼背风面涡破裂演化过程中前缘涡的横截面拓扑结构。从横截面流线发现，从翼尖到近尾迹，前缘分离涡经历了由稳定到不稳定，再由不稳定变为稳定，在尾迹上又再次变为不稳定等三次转换过程，并由三个极限环的产生实现这些转换。对比沿涡轴的轴向速度分布表明，这些截面拓扑结构的变化规律以及极限环的产生与定性分析理论是相符的。当极限环扩散到前缘涡以外的区域时，极限环会溶入外流而消失，所以能否出现多个极限环同时存在的情况，取决于极限环的扩散速度。在涡破裂的产生与演化过程中，前缘涡的横截面拓扑结构沿流向的变化规律基本不变，原因在于涡破裂的产生和演化并没有改变旋涡沿轴向的拉伸和压缩规律。因此旋流沿流向的拉伸和压缩是确定横截面拓扑变化规律的主要因素，涡破裂以及破裂特性的改变，并不产生新的横截面拓扑结构。     

涡襟翼振动对三角翼涡的影响

 <正> 1.引言 许多实验表明,用主动干扰的方式是控制分离的一个有效方法,而且可以把分离区从一死水区(或紊乱的区域)变成一个有序流动区域。二维流动实验还表明非定常机动可以较大地改变流动结构。三维流态显示表明强迫振动对集中涡的形成过程等有显著影响,并影响涡和物面之间的距离。目前对三维非定常流动特性,以及非定常干扰对机翼绕流中涡破裂等的作用尚未充分了解。 影响集中涡破裂的关键因素是沿涡轴方向的压力梯度。涡环量对破裂的影响是双向的,涡强过大易使涡破裂;涡强过小时涡结构松散,也易于破裂,甚至迅速耗散掉。从二维结果看,非定常强迫扰动可使涡的结构更紧凑、清晰,而且扰动可以改     

分离涡运动和破裂特性的理论研究

本文提出不可压和可压缩粘性涡核运动方程及其解法;研究旋涡破裂边界,初始参数和外流参数对旋涡破裂的影响以及旋涡破裂机理;给出细长三角翼前缘分离涡破裂的理论模拟方法,初始参数对高速旋涡破裂的影响,可压缩粘性旋涡的运动特性以及压缩性效应。     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

起动期圆盘尾流的氢泡法观测

 本文综述了氢泡法观测的起动期圆盘尾流区的流动现象。圆盘垂直于来流,流动从静止状态开始以等加速度作加速运动,在起动过程中圆盘后形成一个对称的涡环,涡环逐渐扩大并往下游移动,通过观测得到了涡环的尺寸与位置随时间变化的关系,以及它与尾流中倒流参数的关系。在起动后期涡环脱落并破裂,破裂前尾流中倒流流速达最大值,约为自由流流速的1.3倍,破裂时尾流可能出现大幅度摆动。     

微射流作动器三维外流场数值模拟

采用有限体积法求解Faver平均N—s方程，对三维、粘性、非定常、不可压微作动器外流场进行数值模拟。计算结果揭示了微射流产生、发展与耗散的过程，和实验中观察到的现象比较吻合。旋涡对沿展向的不稳定性是涡环破裂、旋涡对的相干性消失的主要原因。二次涡的发现为以后研究微射流旋涡对的细微结构打下良好的基础。     

跨声速压气机转子的二次流旋涡结构

为了明确跨声速轴流压气机内部流场结构,数值模拟了NASA Rotor37转子,结合λ2准则分析流场参数,探索流动的规律和旋涡结构。研究发现,压气机转子的旋涡模型主要由马蹄涡、壁角涡、径向涡、脱落涡、泄漏涡、诱导涡和分离涡等7个旋涡组成。马蹄涡吸力面分支耗散,压力面分支向相邻的吸力面发展。壁角涡与脱落涡位于叶根角区,引起流动损失和角区失速。径向涡位于激波后吸力面的分离区内,它扩大吸力面分离、引起低能流体向叶顶堆积。激波与叶尖泄漏在叶顶通道中形成3涡:泄漏涡、诱导涡和分离涡,而叶栅通道出口存在分离涡和由泄漏涡与诱导涡合成的叶顶通道涡。泄漏涡与诱导涡破碎在流道中间产生的堵塞区,分离涡造成吸力面尾缘的低速区,共同触发跨声速压气机的失稳。     

翼前缘分离涡破裂研究

本文分两部分,第一部分关于旋涡破裂的实验观察,分别从旋涡破裂类型、破裂区结构以及翼前缘分离涡破裂观察三个方面,概括了自1957年首次发现破裂以来,通过圆管内旋涡,水洞或低速风洞内的三角翼分离涡观察到的各类破裂现象,比较了旋涡和分离涡破裂结构之异同,指出影响翼分离涡破裂的更为复杂因素;第二部分关于旋涡破裂的理论研究,将现有的破裂理论分成三个分支,即波动理论,流体动力学不稳定理论,以及涡核模型。概括这些理论的各自发展过程,比较了它们之间的优缺点。 对某些感兴趣的问题提出看法,并给出我们最近关于细长翼分离涡破裂计算结果。     

管道中超声速旋涡运动的数值模拟

本文利用ＥＮＮ格式通过求解ＮＳ方程，数值模拟了超声速旋涡在管道中沿其轴向的演变规律。结果表明，当流动处于顺压区，在涡轴附近，截面流线为不稳定的螺旋点形态；当流动处于逆压区，在涡轴附近，截面流线为稳定的螺旋点形态；当从顺压区过渡到逆压区，涡心附近出现不稳定极限环；反之，出现稳定极限环。数值模拟结果同张涵信的拓扑分析理论十分相符。     

边条翼前缘涡非定常涡场特性研究中PIV技术的应用

描述了应用PIV技术在水槽中对边条机翼上旋涡及破裂旋涡流场进行的测量和分析。实验是在北航水槽中进行的。通过PIV技术的测量，揭示了旋涡及破裂旋涡中的非定常特性，这种非定常特性同飞机上机翼、尾翼的抖振密切相关。实验结果表明，对于未破裂的边条涡，存在着两种非定常特性，其一是剪切层中不断地有小涡沿剪切层输运和合并。其二是由一次涡诱导的二次涡与剪切层中的小涡互相诱导引起的非定常现象。对于破裂涡，则发现与未破裂的涡相比，截面上涡量分布的区域突然扩大很多，最大涡量的绝对值也比上游未破裂区截面上的涡量最大值小。此外还发现在涡量分布区域出现反涡量，这同涡破裂后出现涡核螺旋变形有关。对于同一截面处涡量分布是非定常的。     

低雷诺数下50°后掠三角翼的旋涡流动

采用数值模拟和流动显示的方法研究了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动,结果表明:低雷诺数下,非细长三角翼在5°攻角时就形成了稳定的前缘涡,较小攻角时前缘主涡就开始破裂,并观察到泡型和螺旋型两种旋涡破裂方式。另外,在一定的攻角范围内,前缘主涡的外侧又生成一对新的集中涡,构成双涡结构;随着攻角的增大,前缘涡涡核不断升高,主再附线向中心移动,二次分离区扩大。     

Π形板梁分离流扭转颤振机理数值研究

采用离散涡方法及流场可视化技术识别桥梁Π形板梁断面的旋涡脱落机制.流场可视化显示,来流绕过振动的Π形板梁断面时,在主梁断面前缘下部分离泡形成并发展为主涡结构,主涡结构沿主梁断面下表面漂移并经断面后缘下端进入尾流,主涡结构的形成时间及沿主梁断面的漂移过程对气动力起直接的主导作用;计算结果也表明恰当地布置稳定板能将颤振形态从单自由度扭转颤振转化为两自由度弯扭耦合颤振,颤振临界风速可明显提高.