洁净室流场大涡模拟

应用湍流大涡模拟方法对矢流洁净室和全顶棚送风下部两侧回风式洁净室进行了数值模拟。计算中使用了隐含流线抑风耗散作用的具有三阶部分展开的Taylor-Galerkin离散格式，导出了经Gauss滤波后的基本方程组的有限元列式，应用涡粘性亚格子模式的湍流大涡模拟方法进行数值模拟。数值计算结果与实验结果符合较好，表明湍流大涡模拟能够较准确地捕捉到洁净室流场中旋涡的位置和尺度，在洁净室的数值仿真方面，与标准的K－ε湍流模式相比，湍流大涡模拟结果具有较高的可靠性。     

大迎角体涡,翼涡干扰的Euler方程数值模拟

本文用Ｅｕｌｅｒ方程的简化区算法计算翼－身组合体绕流。当大迎角时，计算能自动捕捉到大后掠前缘的分离涡，机射的分离涡由强加Ｋｕｔｔａ条件生成，形成体涡与翼涡的相互干拢。本文对加长前机身的ＡＧＡＲＤ－Ｂ翼－射组合体模型，给出机射有分离和无分离时，横流截面的速度矢量分布、法向力和压力中心，分析体涡的影响。     

空间发展混合流的大涡模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了空间发展混合流，通过在平均流中引入小扰动，研究了混合流大涡结构的产生和演化过程，捕捉了展向涡的卷起、配对、合并，以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构。与实验及直接数值模拟的结果相比，吻合程度较好，表明本文所采用的LES方法对湍流的数值模拟是切实可行的。     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后掠角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分了，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率     

基于隐式大涡模拟的高超声速热流计算研究

传统的大涡模拟方法面临着很多的困难,新提出的隐式大涡模拟可以作为解决这些挑战的一个方法。目前,隐式大涡模拟方法主要是在有限体积法中应用,也可将隐式大涡模拟应用于有限差分方法,使方程的截断误差更容易被控制,提高了隐式大涡模拟方法的精度。首先推导了有限差分方法中隐式大涡模拟的方程以及证明了其有效性,并提出了有限差分方法应用隐式大涡模拟方法数值计算的要求,隐式大涡模拟方法具有应用简单、普适性强、计算效率高的特点。最后编写了隐式大涡模拟方法的程序进行了数值试验,应用于高超声速湍流流场的热流计算,验证了方法的正确性。     

冲压发动机突扩燃烧室内标量输运的大涡模拟

为弄清突扩燃烧室内标量输运机理，采用大涡模拟方法数值模拟了几何结构简化的冲压发动机突扩燃烧室内湍流流动中燃料浓度以及温度等标量的扩散和输运过程。研究了大尺度涡结构随时间在空间的演化过程，给出了燃料浓度和温度场的瞬时空间分布。研究表明燃料的扩散特征直接决定于大涡结构，大涡结构也强烈的影响温度的输运过程。该研究结果为冲压发动机突扩燃烧室设计和改进燃烧状况提供了细观依据。     

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。     

ARJ21飞机尾涡在侧风条件下的近地演化数值模拟

尾流间隔是飞机起降安全的重要保障，也是制约机场效率的重要因素之一，而飞机尾涡的近地演化特性与规律是制定尾流间隔系统的基础和依据。因此，研究国产机型的尾涡近地演化特性与规律具有重要的现实意义。应用升力面模型初始化尾涡流场，采用自适应网格大涡模拟技术数值研究ARJ21客机尾涡在侧风条件下的近地演化过程，并分析在不同侧风条件下尾涡的演化与衰减特性。数值结果显示上游涡与下游涡演化具有不对称性，其中下游涡衰减更快，但移动距离更远，并且侧风越强尾涡衰减越快。此外，根据ARJ21尾涡的数值结果分析了不同机型跟随ARJ21进近时的安全性，发现重型机可不考虑其尾涡影响，而中型机和轻型机需根据气象条件选择合适的最小尾流间隔。     

某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计

为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求，分析了发动机控制系统原控制方案的局限性，通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案，进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明，新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求，新控制方案是切实可行的，某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。     

头部旋转对细长体大迎角不对称涡系影响机理的实验研究

本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。     

绕任意轴旋转的方形截面大曲率弯管流动特性的研究

利用数值计算的方法研究了绕任意轴旋转的方形截面大曲率弯管内的粘性流动情况，分析了在不同人口距离处离心力和科氏力共同作用下的二次流动、轴向主流的发展变化情况。计算结果表明：当F接近-1时，二次流呈现6-涡结构；F≥0时流场内流场随，变化依次呈现2涡-4涡-6涡-4涡-2涡-4涡结构，并且随着F的增大，流动在距入口更近的地方便达到充分发展；F=4．0流场呈现6-涡结构时，只有两个轴向速度极值区，分别位于靠近管道外侧的上下角处。     

翼身组合体复杂涡系相互干扰的数值模拟

本文应用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，数值模拟翼身组合大攻角、跨声速绕流。成功地模拟了机身体涡、机翼脱体涡、翼尖侧缘涡的形成、发展及其相互间的干扰。     

涡破碎片控制尖脊进气道总压畸变的试验研究

地面静止状态下，在Caret进气道进口下唇口外侧和外唇口下侧角落处存在一个较强的顺时针旋转大涡，涡破碎片控制该进气道总压畸变，即利用涡破碎片产生的反向旋转旋涡来抵消或减弱该旋涡。研究了涡破碎片分别安装在外唇口下侧和下唇口外侧时，几何尺寸、安装位置、以及安装角对Caret进气道出口流场总压畸变影响趋势。研究表明，安装在外唇口下侧的涡破碎片能改善总压畸变流场并可使Caret进气道在较小流量下使稳态总压畸变值减小17％，而安装在下唇口外侧的涡破碎片对畸变流场影响不大。     

双旁侧无隔道超声速进气道参数化设计及流动分析

针对双旁侧无隔道超声速进气道中S弯流道内部流向涡产生的大畸变问题，提出了参数化设计技术，并基于典型飞机前体设计进气道构型，利用Liutex涡识别技术分析S弯流道内部的流动机理，并探索提升进气道出口流场品质的设计技术。研究结果表明：Liutex涡识别理论在进气道流场中能够有效识别流向涡的大小和强度；为抑制流向涡的产生和发展，降低出口畸变，进气道入口处上唇口一侧流道应采用较小的曲率，下唇口一侧则需要增大曲率；S弯流道末端应增大扭曲程度以将流向涡推至进气道出口中间区域。本文研究可有效抑制无隔道超声速进气道出口畸变，为控制S弯流道内部流向涡结构探索新型设计方法。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析，探讨了绕流舶数对非对称涡结构和气动特性的影响，得出舶数不仅影响分离线位置和绕流流态结构，而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度，非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下，两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因；在两侧不同的流态下，转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

三角翼非均匀流场特性对其分离涡破裂影响的研究

用速度梯度、压力梯度和环量梯度模拟大攻角尖前缘三角翼流场。外流场轴向减速和轴向逆压促进涡核的破裂,大的轴向环量梯度也促进涡核的破裂。分离涡的破裂是由于涡核内部诱导过大的轴向逆压或径向压差引起的,因而对涡破裂机理得到更完整的认识。在较大雷诺数条件下,才有可能出现轴对称型破裂涡。     

大后掠三角翼前缘集中涡特性实验研究

本文实验研究大后掠三角翼前缘集中涡的形成，物理图画，动态迟滞特性以及影响动态迟滞特性的因素。研究方法为三角翼俯仰振动中的动态同步多片光涡流动显示。研究发现：与静态实验相比，三角翼俯仰振动在上仰过程前缘集中涡延迟破碎，在下俯过程中前缘集中涡的恢复生成又滞后于定常情况。在同样实验条件下，增加折合频率，前缘集中涡破碎过程进一步延缓了，增加来流速度，动态迟滞效应有所减弱。     

圆自由射流多尺度涡结构迁移特性的实验研究

在流场背景湍流度比较大或流场中涡结构的尺度范围比较宽的情况下，为了研究湍流场中不同尺度涡结构的迁移速度，用IFA300双通道恒温热线风速计和两个热线探针测量圆自由射流中心线上距离一定的空间两点同一时刻的流向速度分量，用子波分析提取了每一个探针输出的不同尺度的脉动速度信号，计算了两个探针输出的同一尺度脉动速度信号的互相关函数，利用互相关函数达到最大值对应的延迟时间研究了湍流多尺度涡结构的迁移特性。实验结果表明：不同尺度涡结构具有不同的迁移速度，小尺度涡的迁移速度较大，大尺度涡的迁移速度较小。其中，一部分尺度的涡结构是湍流中的主要结构，该尺度涡结构对湍流的贡献也是主要的，其迁移速度与实验测得的湍流平均速度较为接近。     

模型燃烧室两相燃烧大涡模拟的并行计算

在三维任意曲线坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法对模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程进行大涡模拟并行计算研究。通过大涡模拟计算结果与雷诺平均计算结果对比表明大涡模拟方法能更好的模拟流场细观结构。同时分别采用多个处理器和动态内存分配对大涡模拟并行计算程序进行数值模拟,并行计算结果表明:多个处理器之间并行计算结果与PIV测量的瞬态速度场以及出口温度分布实验数据相互吻合,表明采用并行计算和动态内存分配在保证计算结果正确的前提下,大幅度降低计算机内存和大涡模拟计算时间。     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。