变湍流度时翼型边界层及近场尾流的法向湍流特性初步试验 …

阐述了湍流度对边界层及近场尾流时均特性和边界层转捩位置的影响，讨论了流向和法向湍流特性分布规律，并着重分析了湍流度法法向湍流特性的影响，结果表明，法向湍流强度及雷诺正应力沿流向分段性更为明显，且法向与流向湍流参量之比的特征值有一定规律性。     

基于人工神经网络的可压缩湍流大涡模拟模型

在国家数值风洞（NNW）工程项目的指导下，空间人工神经网络（SANN）模型被用于强可压缩湍流大涡模拟（LES）研究，其中流场的湍流马赫数分别为0.6、0.8、1.0。基于湍流的多尺度空间结构特性和人工神经网络方法发展的高精度空间神经网络（SANN）模型适用于不可压缩湍流和弱可压缩湍流。对于强可压缩湍流，流场中会出现激波结构，给大涡模拟带来了挑战。本文的研究结果表明：SANN模型适用于强可压缩湍流的大涡模拟。在先验分析中，SANN模型预测的亚格子应力和亚格子热流的相关系数超过0.995，远远高于梯度模型和近似反卷积模型等传统模型；传统模型的相对误差大于30%，而SANN模型在这方面有很大的改进，相对误差低于11%。在后验分析中，与隐式大涡模拟（ILES）、动态Smagorinsky模型（DSM）、动态混合模型（DMM）相比，SANN模型能更精确地预测能谱、各类湍流统计特性以及瞬态流动结构。因此，基于湍流多尺度空间结构特性的人工神经网络模型加深了人们对强可压缩湍流亚格子建模的认识，同时可以服务于NNW工程的流体力学模型构造。     

地下原型坑道中油气爆炸的实验研究

在截面积为7．2m^2，长为700m的地下原型坑道中进行了油气混合物的爆炸实验，实验中使用了加速油料挥发气化的雾化装置以及远距信号传输和采集系统。通过光电火焰传感器和压阻传感器测试爆炸过程中火焰和压力信号，得到了地下原型坑道中油气爆炸过程的基本参数，揭示了爆炸过程中组分、湍流对燃烧与压力波发展影响的规律。     

考虑湍流影响的前缘分离涡运动与破碎特性的研究

本文以Ｎ－Ｓ方程和Ｈａｌｌ涡核模型假设为基础，导出了描述湍流的涡核运动方程。利用差分计算方法，对三角翼前缘分离涡运动及其破碎特性进行了数值求解，分析了涡核流场的结构和各物理量的变化特性，反映了三角翼前缘分离涡运动及其破碎特性的实质，说明了湍流涡核方程能更有地模拟三角翼前缘分离涡运动和准确地确定涡核破碎位置，并得出了攻钐雷诺数对破碎位置的影响，计算结果与实验数据十分吻合。     

天然气预混湍流燃烧特性的实验

为了获得天然气的预混湍流燃烧特性,在湍流燃烧弹中对天然气在当量比范围为0.7～1.4、初始压力范围为0.1～0.3 MPa、初始温度范围为300～400 K、湍流强度范围为1.0～2.7 m/s条件下的预混湍流燃烧火焰发展特性进行了试验测试,并分析了当量比、湍流强度、初始温度、初始压力对天然气湍流火焰传播速度、火焰褶皱比以及湍流燃烧速度的影响。结果表明：湍流火焰传播速度随着当量比的升高先增加再降低,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度与初始温度的升高而升高,但随初始压力的升高变化不明显。火焰褶皱程度随湍流强度与初始压力的升高或当量比与初始温度的降低而逐渐增强。湍流燃烧速度随当量比的升高先升高后下降,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度、初始温度与初始压力的升高而逐渐升高。     

湍流特性对矩形高层建筑风荷载影响的研究

为研究湍流特性对矩形高层建筑风荷载及周围绕流特性的影响,对4种不同地貌条件下9种深宽比的矩形高层建筑进行了风洞测压试验,考察了湍流度与湍流积分尺度对不同深宽比建筑平均、脉动与极值风压,以及横风向气动力谱和流动分离再附特性的影响规律。结果表明,随湍流度增大,分离流更早再附于侧风面上,郊区地貌下再附点出现位置较开阔地貌提前约30%,且分离流下平均风压减小、极值风压增大(均指绝对值),最不利脉动风压与极值出现位置更靠近前缘;随湍流积分尺度减小,迎风面、背风面与侧风面的平均和极值风压均减小,但湍流积分尺度对分离再附流形态及分离流下的风压分布形状影响不大。相对于深宽比更大的情况,湍流特性对深宽比介于1到2的建筑影响更大。     

大涡模拟技术在航空湍流研究中的应用

航空湍流是威胁飞行安全的重要因素，它的形成机制复杂，一直是航空气象研究中的重点难点问题之一。近年来，随着大涡模拟（large eddy simulation,LES）技术的发展，LES已经成为研究航空湍流问题的重要方法。本文围绕在飞机起降阶段的飞机尾涡和低空湍流以及巡航阶段的对流湍流、山地波湍流和晴空湍流这五类航空湍流对飞机颠簸造成的影响，综述了LES技术在相关方向的研究进展，并对LES技术应用中亟需解决的问题及未来的重点研究方向进行了总结与展望。整体来看，航空湍流的LES模拟研究已经取得较大进展，高分辨率的LES可以更加明确航空湍流的来源和生命周期，显著提升了对航空湍流的机制认知和诊断预警能力。但在机制方面，对各种复杂湍流过程的相互影响机制仍然不够清楚；在数值模式技术方面，LES模拟与模式初始状态、边界条件和模式参数化方案的敏感性问题仍然有待解决。未来，LES与中尺度区域模式变网格嵌套技术、动态网格技术、集合预报与概率预报技术的发展，以及与深度学习等方法的结合都将进一步有效提升LES在航空湍流模拟方面的计算效率和预报能力。     

光滑通道内格栅湍流特性实验

为了更好地模拟实际涡轮叶片内冷通道的流动换热,采用格栅对光滑通道内湍流度进行控制。并通过实验的方法对不同格栅尺寸激发的湍流度进行测量。实验中,在边长为80mm×80mm的方形通道中,放置了3种不同尺寸的格栅,利用热线风速仪,得到了通道雷诺数为5000~30000范围内的格栅后下游湍流特性。研究发现:流体通过该格栅后,气流在流经格栅后较短距离内就获得了4.5%的湍流度,同时湍流度沿程呈现衰减趋势,雷诺数对湍流度的影响较小。湍流积分时间尺度与雷诺数呈负相关的关系。      

较低湍流度范围湍流度对风洞实验结果的影响

变湍流变试验结果表明，湍流度对诸如洞壁边界层、平板边界层，各类翼型边界层和尾流的时均特性，湍流特性，转捩情况以及对翼型和旋成体压力分布等气动特性有显著影响。这种影响有一定规律，量值较大，不能忽视。     

润扬大桥悬索桥桥址风环境的长期监测与分析

基于结构健康监测系统记录的2006年桥址日常持续风环境数据,开展了润扬大桥悬索桥桥址平均风特性及湍流脉动特性的分析研究,给出了湍流度、阵风因子、湍流积分尺度及脉动风功率谱密度函数的推荐值或公式,进一步研究了平均风速与上述湍流特征参数的相关性以及湍流特征参数之间的相互关系.分析结果表明:①湍流度、阵风因子和湍流积分尺度的实测统计值均高于规范推荐值;②纵向风谱拟合模型与Simiu谱较为接近,但横向风谱拟合模型则与之相差较多,并且都存在拟合模型中湍流动能往高频偏移的现象;③湍流度、阵风因子和湍流积分尺度之间存在较为明显的相关性,并且与平均风速也存在一定的相关性.     

加力燃烧室单相燃烧模型及其应用

提出了描述航空发动机加力燃烧室内气相湍流燃烧的模型方程，并考虑了加力喷油效应。通过结合双时间尺度ｋ－ε湍流模型、热通量高温辐射模型及ＳＩＭＰＬＥ方法，对实际运行的加力燃烧室内的湍流燃烧进行了数值模拟，得到了数值流场图及温度、组分浓度的等值线分布，给出了燃烧效率和总压恢复系数，数值解证明了湍流燃烧模型的可解性与合理性。     

网格湍流CAARC模型风洞实验

对大气湍流边界层的真实模拟是风工程风洞模拟实验所要满足的基本条件之一，平均速度剖面，湍流度剖面，积分尺度和风谱是反映大气湍流边界层流动的四个最基本的因素。本文首先研究了不同孔隙率的均匀网格湍流场的流动特性，得到湍流度，积分尺度以及风谱的变化规律，然后在变化基中某一个因素而保持另外三个因素不变的条件下，研究了处于均匀网格湍流场中的CAARC模型风荷载响应的变化，从而确定每个因素的独立变化对模型所受风荷的影响。实验结果表明湍流度和积分尺度对结构物所受风载都有很重要的影响，在风洞大气湍流边界层模拟中应该予以充分的考虑，否则将会引起风荷载实验结果的偏差。     

固体火箭内流场的时均和大涡模拟技术对比研究

分别采用时均RNG湍流模拟和大涡模拟(LES)方法对某型固体火箭发动机内流场进行了瞬态数值模拟研究,建模过程中针对推进剂燃烧以及燃面边界采用了修正壁面通量的方法,并使用了动网格技术。结果表明:大涡模拟技术可以得到发动机内湍流流场中详细拟序结构,时均湍流模拟对于火箭发动机内流场时均量的模拟仍有较好的工程精度。     

概率密度函数湍流二阶矩封闭模式

Ｈａｗｏｒｔｈ和Ｐｏｐｅ＾〔１，２〕应用概率密度函数方法，通过描述流体粒子速度变化的一般方程建立了一个控制湍流运动的普化Ｌａｎｇｅｖｉｎ模式（ＧＬＭ）。本文对与这一模式相对应的二阶矩封闭模式进行了重新整理，揭示了该模式的非线性特性。ＧＬＭ同时被应用于强旋流诱导涡流场的计算，以检验其对复杂湍流场的再现能力，计算结果与实验、ｋ－ε模式和常用的基准二阶矩模式计算结果进行了比较。     

翼型边界层及近场尾流的湍流特性与气动噪声特性相关规律试验研究

变湍流度试验结果表明，湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性，转捩情况，气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响，这种影响有一定规律，笔者得出了若干有价值的半经验关系式。     

应用于翼型绕流的线性/非线性湍流模式的研究

本文选取了四个线性湍流模式、四个非线性涡粘性湍流模式和一个显式代数应力模式对绕翼型的不可压缩分离流动进行了数值模拟.因计算鲁棒性的需要,其中部分模式在壁面附近耦合了一方程模式.通过与实验结果的比较,对翼型在大攻角情况下流动产生分离的气动特性进行了评估.计算结果表明,非线性模式能够较好地反映湍流的各向异性和曲率影响.     

FRS技术对瞬态高速喷流的可视化研究

为了诊断瞬态高速喷流的结构特征,开展了基于分子滤波瑞利散射(FRS)技术的可视化研究.介绍了FRS技术的基本原理,分析了散射光的多普勒频移对诊断的影响.针对瞬态高速喷流特点,建立了FRS诊断系统,设计了两种不同的激光入射方式.采用与流场方向垂直的激光入射方式,获得了喷流与空气作用的湍流结构.而采用与流场轴向平行的激光入射方式,则获得了喷流自身的结构.FRS技术对瞬态高速喷流的可视化研究,对研究超声速湍流混合层流场具有重要指导意义.      

平面预混滞止火焰冷态流场湍流特性研究

 本文建立了预混滞止火焰燃烧实验装置,采用激光多普勒测速方法,对平面预混滞止火焰的冷态流场的湍流特性进行了流场相干测量并展开了分析。通过对射流轴线上的湍流度进行测量发现,靠近滞止板的绝对湍流度呈现加速上升的趋势。采用多点相干速度测量的结果表明,靠近滞止板的湍流积分长度尺度逐渐降低。经分析,是由于滞止流动轴线上的流线受到压缩而产生的结果。该实验结果和数据处理方法为将来的热态实验提供了基础数据和技术支持。     

悬停状态旋翼尾迹边界测量

介绍了用试验来定量确定悬停状态旋翼尾迹边界的方法，从物理本质分析了悬停状态旋翼尾迹的湍流特性，阐述了如何用热线风速仪来测量尾迹的湍流度并用湍流度来确定桨尖涡的位置和尾迹边界。揭示了悬停状态旋翼尾迹边界的一些特点，最后将试验结果与国外的相应研究结果作了比较，发现两者吻合得较好。     

台风非平稳湍流特性研究进展与思考

台风湍流特性研究一直是结构风工程领域的重点研究方向之一。与传统良态风存在明显差异,台风是具有突出非平稳特性的特异风场,其湍流特性十分复杂,难以采用良态风场参数对其进行表征。基于国内外长期现场实测与分析所取得的成果,本文对台风非平稳湍流特性的研究进展进行综述,归纳总结台风非平稳湍流特性的分析方法及参数模型。首先,回顾了平...