喷注壁面楔状流层流边界层速度与温度相似解

建立了壁面有喷注的楔状流层流边界层冷却数学模型,求解经相似变换得到的描述无量纲流函数和无量纲温度的常微分方程,获得了楔状流层流边界层无量纲速度和温度的相似解,给出了考虑壁面喷注边界条件的形式简洁、物理意义明确的无量纲流函数拟合式;用Runge-Kutta法求解无量纲速度与温度的常微分方程,获得了壁面有喷注的楔状流层流边界层无量纲速度和温度随楔形角、吹风参数、冷却介质温度的变化规律.通过计算0°,18°和36°楔形角的楔状流层流边界冷却速度与温度分布得到以下结论:楔状流速度边界层和温度边界层厚度都随楔形角的增大而变小,随着吹风参数的增大而增大;当冷却介质温度越低、吹风参数越小、楔形角越大时,靠近壁面处楔状流层流边界层内温度梯度越大.      

叶型附面层分离流动控制技术研究进展

叶型附面层分离流动控制技术,通过流动控制方法减小和控制叶片吸力面附面层的分离气流和低能流团,提高压气机或涡轮的效率和工作稳定性。主要介绍了国外研发的涡流发生器、射流注入、附面层抽吸、叶片附面层转捩控制和等离子体气动激励等流动控制技术的特点、作用机理和实验验证结果,以及国内在叶型附面层分离流动控制技术方面的研究进展。     

考虑来流边界层的超燃燃烧室喷射特性

针对超燃燃烧室中的燃料掺混问题,采用基于雷诺平均Navier-Stokes的数值模拟方法分析了考虑来流边界层条件下的燃料横向射流流场特征及其掺混特性.研究发现:对于确定的来流边界层,燃料喷射存在一个临界动压比.当动压比低于该临界动压比时,增大来流边界层能明显提高燃料的穿透深度和掺混效率.而当动压比大于该临界动压比时,来流边界层厚度对燃料的穿透深度和掺混效率几乎没有影响.对于所研究的流动状态,该临界动压比约为0.900.在相同动压比下,所选厚来流边界层条件下的总压恢复系数仅约为薄来流边界层的0.93倍.其中,来流边界层内的摩擦损失是造成超燃燃烧室低总压恢复的主要因素,而改变来流边界层厚度对喷流及下游流场总压损失造成的影响相对较小.     

高速三维边界层稳定性问题的数值方法

本文把四阶精度紧致差分格式用于求解声速、高超声速三维边界层稳定性问题。提出了适用地求解高速边界层特征值问题的Ｃｈｅｂｙｓｈｅｖ多项式配置点方法,并将各种数值方法进行了比较。数值结果表明上述两种方法是求解高速三维边界层稳定性问题的有效数值方法。     

喷注壁面外掠平板层流边界层速度和温度的HPM-Padé解析解

运用HPM-Padé(同伦摄动-帕德逼近)法导出了当喷注流体速度与距平板前缘距离的平方根成反比时,不可压缩常物性流体外掠平板层流边界层内无量纲速度和无量纲温度解析表达式,无量纲流函数1阶导数的HPM-Padé解析解与4阶龙格库塔法的数值解结果一致.利用HPM-Padé解析解研究了喷注系数和流体Prandtl数对速度和温度分布的影响.结果表明:Prandtl数越大,温度边界层越薄,壁面温度梯度越大;喷注系数越大,速度边界层厚度和温度边界层厚度越大,壁面速度梯度和壁面温度梯度越小,壁面喷注对平板有隔热作用;当喷注系数为0.619时,壁面的速度梯度和温度梯度为零,高温来流向壁面的传热被喷注流体完全阻隔.     

N-S方程数值模拟方法研究及边界层中相干结构的非线性演化

建立了一套三维不可压流动的直接数值模拟方法。该算法在x及y向构造了基于非等间距网格的紧致有限差分格式和非线性项的迎风紧致型格式,在z向采用Fourier谱方法。并研究、提出了三维、非定常流体运动下游边界的无反射出流条件。另外,本文还构建了多涡结构的初始扰动理论模型,利用直接数值模拟的方法研究了边界层中多涡结构的非线性演化特点。结果表明多涡结构非线性演化中的许多特点,如雷诺应力分布、高剪切层的形成、喷射和扫掠等与壁湍流中相干结构的发展规律和现象十分相似。同时,通过对边界层中多涡结构的非线性演化问题的直接数值模拟,验证了该算法具有计算精度高,稳定性好,收敛速度快,出流边界影响小等优点。     

竖直平板Blasius流层流边界层流动与传热耦合解

对考虑辐射传热、流体黏度随温度变化、有和无滑移边界条件下的可渗透竖直平板Blasius流层流边界层的无量纲速度场与温度场进行了深入研究.经相似变换将描述速度场与温度场耦合的偏微分方程组转换成非线性常微分方程组,用Runge-Kutta法对常微分方程组进行了数值求解.研究了无量纲参数对无量纲速度场及温度场的影响,着重分析了滑移边界条件下速度和温度随无量纲参数的变化规律.结果表明:吸入时边界层变薄,喷注时边界层加厚;对比于无滑移边界条件,滑移边界条件下速度、温度边界层变薄;随着变黏度参数a或喷注与吸入参数的增大,壁面摩擦因数、局部努塞尔数Nu增大,速度和温度边界层变薄;随着普朗特数Pr、热辐射参数R的增加,或毕渥数Bi,布林克曼数Br的减小, 温度边界层变薄.      

Influence of periodic wakes on the development of a boundary layer

The flow in turbomachinery is strongly influenced by the rotor-stator interactions. It is known that the unsteadiness of the flow has for effect to advance the laminar-turbulent transition and to alter the heat transfer. The problem of the wake-boundary layer interaction has been studied experimentally by using a simplified geometrical configuration. The stator blade is simulated by a flat plate on which the development of the boundary layer disturbed by periodic wakes is observed. The wakes are generated by moving bars having a circular section, put upstream of the flat plate and running with a constant velocity in the wind of a low-speed tunnel. Numerical studies relating to the phenomenon of interaction are limited. Part of the experimental study has been carried out in a fully turbulent flow in order to avoid the problem of transition. These results are compared with those from a code solving the fully turbulent unsteady boundary layer equations.     

Shock wave/turbulent boundary layer interaction and its control

The interaction between a shock wave and a boundary layer often leads to extremely detrimental effects, especially if the shock is strong enough to separate the boundary layer. When this happens, there occurs a rapid growth of the dissipative region along with a dramatic intensifying of turbulent fluctuations with the frequent occurrence of buffeting. In the present review some fundamental properties of the interaction are first considered for a two-dimensional, adiabatic flow developing on a flat surface. The following features are first examined: upstream interaction length, incipient shock-induced separation and evolution of the boundary layer properties during the interaction process. Supersonic and transonic flows are both considered. In a second part, the means envisaged to control shock/boundary layer interactions are presented, with emphasis on the physics of phenomena involved in this process. Control methods can be classified into two categories: those acting on the boundary layer properties before it enters the shock region (e.g. wall cooling, wall mass transfer, upstream blowing) and those having a local action in the shock foot region itself (e.g. suction or injection, boundary layer removal, passive control). The most appropriate technique depends on the specific application under consideration. Finally, some calculation methods are briefly presented, most of them being restricted to laminar interactions.     

叶片外换热计算程序STAN5收敛性改进

涡轮叶片外换热计算程序STAN5,采用Patankar-Spalding方法求解可压缩边界层微分方程,获得流动及温度边界层内的参数分布,进而得到叶片表面的外换热系数分布。本文分析了STAN5程序的求解方法,研究了程序在外流场存在较强逆压梯度时出现计算不收敛及错误收敛等现象的机理,并对程序进行了两点改进:修正了逆压梯度下边界层内部速度分布,建立了边界层内部沿流向的网格分布与主流压力梯度间的联系。改进后的程序有效地避免了计算发散等问题。     

超临界与热裂解煤油超声速燃烧性能优化研究

本文在马赫数2.5超燃模型燃烧室中研究与比较了室温、超临界态与热裂解煤油的超声速燃烧特性.针对单路燃料喷注燃料当量比的受制于容易引起边界层分离,从而导致燃烧静压向上游迅速传播跑出隔离段这一问题,以超临界态煤油为例,研究与比较了不同的喷油位置及其组合对燃烧室性能的影响,并讨论了相应的燃烧室性能优化方法.     

耦合Navier-Stokes方程的可压缩边界层数值求解

为了在Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS)方程计算中耦合eN方法进行转捩判断,在RANS方程求解过程中耦合求解了可压缩层流边界层方程为判断转捩提供了精确、可靠的边界层信息.利用等熵关系由RANS方程求出的物面压力分布确定边界层外边界的速度分布,进一步确定出边界层外边界.边界层方程的求解使用Keller提出的二阶BOX方法.为了验证方法求解边界层方程的正确性,在低速流动状态下将计算结果和XFOIL的计算得到的边界层解进行了比较,二者吻合较好.     

A new SINS/GPS sensor fusion scheme for UAV localization problem using nonlinear SVSF with covariance derivation and an adaptive boundary layer

The state estimation strategy using the smooth variable structure filter(SVSF) is based on the variable structure and sliding mode concepts. As presented in its standard form with a fixed boundary layer limit, the value of the boundary layer width is not precisely known at each step and may be selected based on a priori knowledge. The boundary layer width reflects the level of uncertainty in the model parameters and disturbance characteristics, where large values of the boundary layer width lead to robustness without optimality and small values of the boundary layer width provide optimality with poor robustness. As a solution and to overcome these limitations, an adaptive smoothing boundary layer is required to achieve greater robustness and suitable accuracy.This adapted value of the boundary layer width is obtained by minimizing the trace of the a posteriori covariance matrix. In this paper, the proposed new approach will be considered as another alternative to the extended Kalman filters(EKF), nonlinear H1 and standard SVSF-based data fusion techniques for the autonomous airborne navigation and self-localization problem. This alternative is based on strapdown inertial navigation system(SINS) and GPS data using the nonlinear SVSF with a covariance derivation and adaptive boundary layer width.Furthermore, the full mathematical model of the SINS/GPS navigation system considering the unmanned aerial vehicle(UAV) position, velocity and Euler angle as well as gyro and accelerometer biases will be used in this paper to estimate the airborne position and velocity with better accuracy.     

可压缩非平行流边界层稳定性研究

 采用线性稳定性理论和多重尺度方法,研究三维可压缩的非平行流边界层稳定性问题。分析了可解条件的特征,导出精确计算所需的伴随问题方程渐近外边界条件的矩阵表达式,给出有控制的重正化方法,以有效地克服刚性方程在积分求解中的困难。探讨与非平行性作用相关的方程和影响因素,特别是新的特征函数畸变对扰动增加率的作用。通过算例,清楚地显示了流动的非平行性对边界层稳定性的影响。     

基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法

附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置,而复杂流场中主流流动往往并不均匀,给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题,提出了用"参考主流"代替实际主流识别附面层边缘的方法:通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流,在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证,所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后,弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%,压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性,识别结果较为准确。     

Box法用于三维边界层计算的数值稳定性分析

本文对 Box法用于三维边界层计算的数值稳定性做了 Neumman分析,并借助于数值计算,证实了目前公认的一些稳定性问题和三维边界层计算中所发现的现象,得到了一些有参考价值的结论。      

压气机叶栅中的激波附面层相互作用

压气机叶栅中激波附面层相互作用是十分复杂的问题,由于相互作用引起分离是决定跨音速压气机性能的重要因素之一。然而迄今为止,尚未深入进行过压气机叶栅激波附面层相互作用的研究,发表的文献极少。作者经过计算和分析,说明压气机叶栅流中主要的相互作用形式是叶栅槽道中激波和湍流附面层的相互作用。作者通过分析指出,研究压气机叶栅激波附面层相互作用,不能直接应用Pearcey分离准则。作者并提出了适用于压气机叶栅的分离准则的函数关系为f(M_1,p_1/p_(L.E.),P_(r.E.)/p_2,Re_0)=O。     

一种对转压气机气动设计方法及其验证

结合附面层抽吸技术提出了一种高负荷对转压气机气动设计方法.在高负荷设计前提下,为避免在转动部件中进行附面层抽吸所带来的诸如强度等问题,利用基于动叶出口轴向速度提升的低反动度压气机气动设计原理,提升动叶出口轴向速度以确保动叶效率,附面层抽吸只在静叶中进行.利用该对转压气机气动设计方法,进行了一对转压气机气动设计验证.三维黏性数值模拟结果表明,在第一列转子与第二列转子叶尖切线速度分别为370m/s与350m/s的前提下,实现了总压比为5.85,效率为88%的两级对转压气机气动设计.     

三维跨声速流粘性—无粘相互作用问题的分析和计算

本文对跨声速粘性-无粘相互作用问题进行了分析,论证了如何选择湍流边界层反模式的输入量。在FL027多重网格基础上作了局部加密。计算例子表明,本文建议的半逆方法适用于弱激波情形,可用于实际设计之中。     

高超声速流中局部构件上质量引射的热防护特性研究

通过数值求解N-S方程,研究了局部构件上质量引射对表面热行为的影响及其机理,参数包括引射速度、引射区域大小、引射方向和引射位置。研究表明,质量引射可有效地降低表面热流峰值和热流分布,其原因：一是改变了局部分离流动特性;二是改变了当地的附面层结构,而附面层特性的改变是主要的影响。引射效果与引射速度关系密切,引射方向对结果影响不大,引射效率最高区域为无引射再附点后的高温高压区,在该处引射质量可有效地减缓高速外流对构件的冲击。