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第九届全国流体力学青年研讨会

第九届全国流体力学青年研讨会

  • 召开年：2015
  • 召开地：长沙
  • 出版时间： 2015-05-09

主办单位：中国力学学会;中国空气动力学会

会议文集：第九届全国流体力学青年研讨会论文集

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  • 摘要：为研究超声速气流中液体横向射流雾化,采用混合数值方法.通过基于CLSVOF界面追踪的大涡模拟方法和基于拉格朗日粒子追踪方法的TAB破碎模型分别对一次雾化和二次雾化过程进行了数值模拟.基于界面追踪的大涡模拟展现了液体横向射流一次雾化的液体破碎形态以及液柱前的表面波.基于拉格朗日的粒子追踪方法给出与实验吻合较好的射流穿透深度,并且较好地揭示了实验测量所发现的射流破碎拉丝现象.
  • 摘要：激波控制是超声速/高超声速流动控制的重要方向,有效的激波控制技术对于高超声速飞行器降热、减阻、提高可操纵性等具有重要意义.本文介绍了课题组发明的三电极等离子体合成射流激励器工作原理及其工作性能,与两电极等离子体合成射流激励器相比,大气压条件下三电极激励器空气击穿电压下降至两电极激励器的1/4,电能向电弧能量转换效率是两电极激励器的约4倍,相同放电电压条件下,射流冲量是两电极激励器的近10倍.采用三电极等离子体高能合成射流激励器进行了超声速激波控制试验研究,试验结果显示在高能合成射流作用下圆柱体前激波及斜劈激波近壁面激波被完全消除,三电极等离子体高能合成射流激励器表现出很强的激波控制能力.
  • 摘要：火星大气环境对飞行器进入带来了新的挑战,火星进入器气动特性预测和布局优化等应用要求计算流体力学发展适用于火星大气环境的技术.针对火星探路者号进入段飞行过程,利用三维并行程序求解流体力学Navier-Stokes方程,在模型和方法验证的基础上,采用高温效应真实气体模型和等效比热比完全气体模型,对探路者号进入段气动力特性进行预测和分析,对模拟中发现的小攻角静不稳定行性展机理分析.结果表明:同海盗号飞行试验数据的对比验证了现采用的热化学模型及数值方法;探路者号升阻特性和配平特性预测数据表明,真实气体模型和LAURA数据符合很好,等效比热比模型可以较为准确的计算升力和阻力系数;2.攻角条件下,进入器沿轨道出现静不稳定现象,完全气体模型无法模拟,分析认为声速线在迎风区肩部的移动和亚声速区在背风区的分布变化以及亚声速区泡的出现,导致肩部膨胀区后的压力下降向上游的传递过程发生变化,是最终造成静不稳定的原因.
  • 摘要：本文基于大涡模拟数据,研究了潜流带水动力的时空平均特性.考虑到空间异构性,采用线平均方法,对比分析了不同位置时空平均流速的垂线分布.结果表明,空间异构性的影响很小,不同位置的双平均流速符合类似的对数分布,但由于潜流带影响,卡门常数较小.采用面平均方法,分析了床面之上的构造剪应力.发现构造剪应力峰值出现在流场中部,横向上稳定的涡旋结构是造成这种现象的主要原因.
  • 摘要：在本文中，验证了Kolmogorov-Landau理论缩放的拉格朗日速度以希尔伯特为基础的方法，使用任意阶Hilbert谱分析，对高分辨率的拉格朗日湍流数据库进行了分析，发现检索的标度指数进行了多重分形模型符合得很好。
  • 摘要：研究了粘性同轴射流在轴向电场和径向电场作用下的绝对对流不稳定性.同轴射流外层流体被看作导电流体,起驱动作用;内层流体可为导体或电介质.推导了小扰动情况下的本征方程,并用谱方法求解了本征值.研究了电场参数对射流两个主要的不稳定模态,即轴对称para-sinuous模态和第一非轴对称模态,的影响规律.发现轴向电场和径向电场对不稳定模态影响很大.在参数平面内划出了不稳定模态的主导区域.该研究有助于同轴电雾化和同轴电纺丝中射流不稳定行为的预测.
  • 摘要：在水槽中进行了合成射流控制圆柱绕流结构的实验研究.合成射流分别放置于圆柱前驻点、后驻点和分离点附近,采用标准正弦激励信号和可变吸吹比的新型激励信号诱导产生合成射流,分别基于虚拟气动外形效应、合成射流旋涡与剪切层直接作用以及合成射流旋涡与边界层作用三种机制实施控制.在三种控制方式下,合成射流均可以有效控制圆柱绕流流场,特别是诱导尾迹涡脱落模式发生变化.通过PIV对圆柱绕流全流场进行测量,研究了不同尾迹涡脱落模式的产生机制、演化规律、对应的流场特性及参数影响规律等,结果表明合成射流可以有效推迟流动分离、减小阻力以及抑制涡致振动.
  • 摘要：Aerodynamic shape optimization driven by high-fidelity computational fluiddynamics(CFD)simulation is still challenging, especially for complex aircraft configurations. Themain difficulty is not only associated with the extremely large computational cost, but also related tothe complicated design space with numerous local optima and large number of design variables.Therefore, development of efficient global optimization is of great interest. This study focuses on thedemonstration of a newly developed surrogate-based optimization (SBO) framework for awing-body configuration reprehensive of modern civil transport aircraft, with number of designvariable as large as 80. The reference algorithms is the sequential quadratic programming (SQP)optimizer, with the adjoint method inexpensively computing the gradients of the cost function withrespect to the design variables. Freeform deformation (FFD) method is used to control the shape of the wing; the Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) flow solver and corresponding adjointsolver of DLR TAU code is used to compute the aerodynamic coefficients and their gradients.Compared to SQP /adjoint optimizer, SBO-type optimizer can find better shape of smaller drag (upto 5.1 counts), with reasonably increased computational cost. Further study was conducted to studythe influence of the resolution of computational grids, the number and randomness of the initialsampling, and the number of design variables (20-80). It is shown that the SBO-type optimizer, asan alternative to gradient-based optimizer, is efficient and stable to find more global optimum for theaerodynamic shape optimization of aircraft wing-body configuration, when the effective number of design variable is less than around 80.
  • 摘要：基于先进的计算流体力学(CFD)方法对倾转旋翼机非定常气动特性进行了数值模拟研究.首先,在网格方面,提出了一套新的多层运动嵌套网格方法用以减少过渡模式下的倾转旋翼尾迹的数值耗散,并通过建立了适应性较强的多块搭接网格完成了围绕倾转旋翼机网格生成.在网格联接方面,针对发展的新型网格系统,发展了相应的高效预定边界嵌套方法.然后,基于URANS方程,引入双时间方法,分别提出并建立了VBM (Virtual Blade Model)和RBM (Real Blade Model)两种方法来模拟倾转旋翼的非定常气动特性.为了进一步提高流场的模拟效率,采用了SPMD并行加速方法和隐式迭代方法.最后,采用建立的CFD方法系统分析了三种不同飞行模式下该飞行器非定常气动特性,获得了有意义的结论,为倾转旋翼机设计打下良好基础.
  • 摘要：湍流态下热对流的主要流场特征表现为大尺度环流结构.本文报道在Rossby数1＜=Ro＜=300的弱转动态下大尺度环流在科里奥利力作用下的线性进动.实验发现随着Ro的增加,环流进动速度＜θ＞单调下降,进动速度比率γ在Ro≥Roc=70时开始增长.实验结果在高转速区域与近地球自转区域与前人的研究成果相符,并首次观察到环流的进动行为在两个转速区域的转变过程.通过对环流瞬时进动速度分布函数的分析,发现大尺度环流在小振幅条件下瞬时进动速度增加,我们认为这是导致当Ro≥Ro进动速度比率v增长的原因,并通过改进的大尺度环流模型对实验结果给出了定性的解释.
  • 摘要：研究了空间非均匀加热对Rayleigh-Bénard湍流热对流系统传热效率的影响.实验采用长方体对流槽,以水为流体介质.调节加热片的输入功率,改变系统注入能量的空间分布,对比非均匀加热与均匀加热下的湍流传热Nu-Ra关系.从实验结果来看,非均匀加热条件下Nu数的提升十分显著,湍流传热效率明显提高.
  • 摘要：斜激波串流动结构沟通上游低压与下游高压流动区域,伴随下游高压提高逐渐生成;在斜激波串结构逐渐形成的过程中,其前移的速度与下游压力变化、激波串前的流场结构密切相关.本文通过Ma5高超声速风洞实验对斜激波串形成和前移的规律进行了分析,通过纹影显示和动态压力分布给出了不同变化规律的背压工况下的激波串移动速度特性.
  • 摘要：等离子体冲击流动控制原理是提高等离子体流动控制能力的新思路,其基本内涵是高强度等离子体冲击气动激励与典型流动的非定常耦合作用.本文主要论述等离子体冲击气动激励的产生机制、特性与流动控制机理.等离子体冲击气动激励是高功率脉冲放电产生的等离子体气动激励,其典型特征是在放电产生的瞬间由于局部快速加热诱导出冲击波.对于介质阻挡放电等离子体冲击气动激励,其产生机制是氮分子激发态熄灭和氮分子离子碰撞引起的快速加热,加热速率达1010K/s量级,冲击波持续时间很短,随后演化为弱压缩波,非均匀快速加热造成的局部流动密度与压力不正交诱导产生旋涡,通过激励诱导旋涡与流动的耦合作用实现流动控制.在短脉冲高压激励下,表面电弧放电和容腔内电弧放电也可以产生等离子体冲击气动激励,在超声速流动控制中具有良好的应用前景.
  • 摘要：本论文是关于高聚物添加剂对湍流流动特性的改变的实验研究.关于高聚物对湍流能量级串的改变,在de Gennes理论的基础上提出了高聚物“截断”能量级串的能量传输率平衡理论,预测了“截断”发生的临界长度尺度,并设计实验验证了理论预测.下一步计划研究高聚物对湍流能量级串“截断”的起始和最大极限.还研究了高聚物对湍流速度脉动和加速度脉动的改变随高聚物浓度的变化关系,并希望通过研究高聚物对湍流加速度脉动的改变来探究高聚物的卷曲-伸展突变在湍流场中是否存在.
  • 摘要：近年来我国的无人机产业获得了巨大发展,但是在无人机结冰防护领域,却还存在明显不足,突出表现是,由于搭载能量的限制,现有的无人机都未在机翼上布置防除冰系统.这种现状不但限制了无人机执行任务的能力、更给无人机的飞行安全带来隐患.本文将系统阐述无人机结冰的基本概念、不同无人机可能遭遇的结冰情况及其危害、总结无人机结冰防护面临的挑战.在此基础上,提出了无人机结冰智能防护系统的构想,指出无人机结冰智能防护系统是解决无人机结冰问题的有效途径.文章最后梳理了研发无人机结冰智能防护系统的关键技术,并呼吁组成产学研结合的队伍、进行无人机结冰智能防护系统研发的联合攻关.
  • 摘要：面向高超声速飞行器及其推进动力装置的关键科学问题,重点针对高超声速气动热力场非线性动力学特性、模式识别和优化控制问题开展了科学研究.发现了多种新颖的高超声速进气道不起动模式,以及高超声速冲压发动机多模态转换过程中存在的突变与迟滞现象;引入统计学习理论处理流场模式分类问题,发展了针对高超声速进气道不起动鲁棒识别方法及稳定裕度的表征方法,从而解决了进气道状态监测问题;引入切换控制理论实现高超声速流场的模式协调优化控制,并发展了高超声速冲压发动机多模态间的切换控制策略,进而解决了发动机多目标协调优化的控制问题.最后对今后开展的工作进行了展望.
  • 摘要：使用格子Boltzmann方法对一种高度复杂的三维湍流流动-传热现象——气膜冷却进行数值研究.充分利用格子Boltzmann方法的天然并行性,结合多GPU并行技术,实现了气膜冷却的大规模高性能数值模拟.分析了气膜冷却的流动、传热非稳态特性及涡系结构,深入揭示其掺混机理,拟建立气膜冷却流动特性与传热特性之间的定量关系,为实现主动控制气膜冷却系统的优化设计提供理论支撑.
  • 摘要：本文采用高精度方法求解时域Maxwell方程,方程的空间离散采用基于CFD(计算流体力学)领域的高阶间断有限元格式,非定常时间迭代采用四步龙格-库塔格式.为了提高计算效率,本文采用了Quadrature-Free Implementation和网格分区并行技术.数值结果表明,采用高阶格式的情况下,采用稀疏网格便可以得到高精度数值解.另外由于本文的方法基于非结构网格,因此非常适合计算复杂外形的情况.
  • 摘要：本文从冷却流道设计方法、冷却流道内煤油的流动与传热特性、积碳结焦特性及结焦抑制技术三方面介绍了本课题组超燃冲压发动机煤油再生冷却技术的相关研究进展.论述了定壁温、定流阻、分区热流匹配三种流道设计方法;阐述了煤油在亚临界压力、临界压力以及超临界压力下流型的差异,分析了煤油在超临界压力下的传热特性;提出了一种新的基于疏水表面结构抑制结焦的技术.
  • 摘要：方腔槽道流广泛地存在于各类工程实际问题中,其层流至湍流转捩机制一直是学术界广泛关注的问题,而方腔槽道流的整体线性稳定性研究对于认识转捩机制至关重要.本文在回顾方腔槽道流的整体线性稳定性研究历史的基础上,主要介绍了磁场作用下金属导电流体槽道流(简称磁流体槽道流)的整体线性稳定性研究工作,通过将高阶FD-q差分格式运用于整体线性稳定性特征模态的计算,不仅可以相比传统谱配置法极大地提升计算效率和计算精度,还可以用其进行方腔槽道流线性最优瞬态增长的计算.
  • 摘要：含流动的管道声是从航空发动机风扇噪声实际问题中提炼出来的标准理论模型,声衬是最主要的噪声控制手段.考虑到声衬安装过程中可能会出现的铰接段,给出了研究含铰接段的声衬直圆管声传播问题的理论模型.通过对声衬周向分布进行傅里叶级数展开,在不同的模态上将问题化为二维轴对称问题,从而可以应用Wiener-Hopf方法.在这种情况下,由于模态间的相互作用,核方程成为了一个矩阵方程,需要讨论矩阵形式的核函数的性质并给出分解方法.推导显示,对于这样的展开方法,核矩阵成为常数矩阵和对角阵之和,利用已经讨论过的分解方法即可以进行分解,避开了Wiener-Hopf方法的巨大难点——矩阵分解.理论解指出,由于声铰接段的作用,单模态的声波会散射出其他模态,能量也会向其他模态散射,散射模态与铰接段个数也直接相关.此外我们还发现存在对应反向传播的模态,即铰接段不仅影响声衬段的声场,也影响了硬壁面管道中的声场.
  • 摘要：本文研究了后掠角和小攻角对后掠机翼边界层稳定性和转捩位置的影响,分析了不同工况下的基本流、中性曲线、N值曲线和转捩预测,发现后掠机翼边界层中横流强度随后掠角的增大先增加后减小,后掠角为400-500时横流强度最强,转捩最易发生;扰动波的增长在攻角大于零时得到加强,而且随着正攻角的增大,转捩位置向机翼前缘移动.同时介绍了作者的研究领域、方向和今后拟开展的工作.
  • 摘要：切割网格方法直接在背景网格上按照物质界面切割出新的网格,是一种直观处理界面的网格方法,在复杂外形的处理方面有其独特的优势.在之前发展的陡峭界面可压缩多相流计算流体力学方法中,成功地用切割网格描述了自由界面,获得了界面处理的高精度和界面上各种跳跃条件的完整耦合.其中发展出的运动切割网格方法和程序,不仅可以用在流体-流体界面上,也可以应用在流体-固体界面处理上,进行流固耦合的计算和处理.本文展示对流固耦合的初步尝试,应用切割网格方法处理各向同性线性弹性体的问题.通过引入黎曼解,该问题可以很自然的在既有的多相流程序框架内实现.测试结果表明,该方法比最近发表的Ghost Solid Method更加精确和稳定.
  • 摘要：提拉镀膜是工业生产中常用的涂层技术之一,也是研究接触线动力学、界面动力学的经典流动模型.与完全浸润条件相比,不完全浸润平板的提拉镀膜问题可以出现复杂的液膜结构.本文采用润滑理论分析和相场数值模拟,研究不完全浸润平板提拉过程的液膜涂布问题,特别关注液膜的生成条件、形态和转换机制.理论证明了倾斜接触线法向速度和倾角之间的相关性.通过数值模拟,发现了四种不同的流动区域,并分别于润滑理论结果进行了对比.
  • 摘要：近年来围绕流体主动控制理论和技术对航空航海中最关心的减阻减振问题进行了研究,主要工作包括:圆柱涡生振荡的流固耦合机理研究.考虑粘性附加质量,并将推导得到的真实的水动力代替以往研究中假设的水动力,结合圆柱振动方程,实现了真正的流固耦合;电磁力在流动控制中的机理研究.将电磁力按其作用效果分为流场电磁力和壁面电磁力,揭示它们在流动控制过程中各自不同的作用;流动优化控制研究.基于优化控制理论,提出了电磁流体减阻控制过程中关于电磁力时空优化的目标函数,实现了电磁力流体控制的优化,提高了控制效率.
  • 摘要：本文介绍了航天、航空发动机再生冷却技术原理及相关的基础问题,对近年来作者在相关领域的工作进展进行了介绍,主要包括碳氢燃料的超临界流动与传热、高压热裂解吸热以及冷却结构流/固耦合传热等.本文的研究为深入了解再生冷却机理、冷却设计优化提供了参考.
  • 摘要：本文介绍了过去五年来作者在波浪与海岸带植物群落相互作用研究领域的进展.海岸带生态环境、污染物扩散的定量预报依赖于准确的估计浅水长波环境的扩散系数.采用多尺度分析方法分析了潮流作用下群柱内部流场特征:建立了适用于浅水长波作用下柱群内部的湍流模式,通过作用于桩柱上的阻力做功与湍流粘性耗散之间的能量平衡关系给出了单元平均涡粘性系数的计算方法;通过对均匀分布柱群的流场分析,建立了浅水长波环境以群柱为骨架的各向异性多孔介质湍流扩散系数、Taylor弥散系数的理论计算方法,获得了扩散系数随流动参数、群柱几何特征的变化关系,为大范围预报物质扩散过程提供了重要的介质特性参数.将水生植物群落和珊瑚礁简化为规则排列的浸水柱群,通过正应力连续条件匹配柱群上方纯水区势流流动和柱群内湍流粘性流动,开展了表面波与浸水柱群相互作用的多尺度理论分析和水槽模型实验,建立了近岸柱群覆盖缓坡地形波浪传播波能耗散和浅化过程的理论模型,为大范围预报海岸带水生植物群落、珊瑚礁等对波能的耗散提供了理论依据和验证准则.
  • 摘要：通过风洞实验研究了一端固定于壁面、另一端为自由端的三维正方形棱柱的气动力特性.实验中模型宽度d=200mm,高宽比为5.研究发现,三维方形棱柱时均阻力系数与升力系数均方根值都明显小于二维方柱的对应值,且三维方形棱柱的涡脱落频率也相对较低.均匀来流中,三维棱柱局部气动力沿展向存在明显差异.均匀流中三维棱柱绕流与气动力存在双稳态现象:一种是类似卡门涡街的展向涡交替脱离状态,此时柱体阻力较大,升力出现大幅周期性波动;另一种是展向涡准对称状态脱落,此时阻力较小,升力无明显周期性.第一种状态出现时,棱柱气动力的展向相关性也明显强于第二种状态.越接近自由端,第一种状态出现的概率越小.湍流边界层会显著增大柱体气动力均方根值,且第一种状态基本消失.POD分析发现,均匀流中,柱体两端附近风压脉动由对称或准对称风压分布所控制,而柱体中部则由反对称风压分布控制;湍流边界层中,所有高度风压脉动均由反对称风压分布控制.
  • 摘要：本文采用数值模拟方法研究了拍动旋翼的基本流动机理,拍动运动对翼的气动特性的影响以及拍动旋翼与其它MAV布局在气动效率上的对比.研究结果表明:拍动旋翼的流动由拍动幅度,俯仰幅度,平均攻角,拍动运动与旋转运动的周期比及雷诺数共同决定.这些参数对气动特性的影响各有不同.通过对比旋翼、水平拍动扑翼、竖直拍动扑翼及拍动旋翼四种布局的平均升力系数与功率因子发现,水平拍动扑翼和旋翼分别在低Re和高Re下具有较好的气动性能及气动效率.但它们不能同时满足高升力和高气动效率的要求.通过使用小展弦比的拍动旋翼并使其在低幅下拍动,其可显著提高气动性能,更容易同时产生高升力和高气动效率.
  • 摘要：悬浮液等离子体喷涂是一种新的喷涂表面处理技术,这种技术将纳米颗粒在有机溶剂中静置形成稳定的悬浮液,并通过雾化方式将纳米颗粒的悬浮液滴注入到等离子体中,借助于液滴在高温射流中的蒸发、熔化和再凝固,进而得到薄而均匀的纳米涂层.这些涂层材料具有很好的耐磨、耐高温、耐腐蚀性能,被广泛应用于发动机、电站和车辆等的核心部件的生产和制造.纳米颗粒在喷涂过程中经历三个阶段,即纳米颗粒悬浮液入射到等离子体中;溶剂蒸发后释放出纳米颗粒;以及纳米颗粒在等离子体射流中的加速和传热等过程.本文提出了一种纳米颗粒的入射,释放,加速,传热,熔化和蒸发的数值模型.这个模型对流场的纳维-斯托克斯方程进行了求解.等离子体被当成可压,多组分的气体湍流,在求解过程中考虑了非连续效应的影响.液滴和固体颗粒被当成是拉格朗日质点来进行追踪.在追踪颗粒的过程中,考虑了颗粒受到的拖曳力,布朗力和萨夫曼力.本文分析了布朗力对纳米颗粒分布的影响,以及纳米颗粒和微米颗粒不同空间的分布特点,并且给出了颗粒的运动过程图,同时对影响喷涂过程的关键参数进行了研究.
  • 摘要：随着近年来三维粒子追踪实验和大规模数值模拟技术的快速发展,拉格朗日方法也逐渐应用于湍流研究.通过追踪物质曲面、涡面等具有拉格朗日性质的结构演化过程,可以深入解释湍流运动中的被动标量与粒子的输运过程,以及旋涡动力学演化过程,并可定量化湍流在不同尺度上的动力学行为.本文提出湍流中非局部(准)拉格朗日结构概念,及相关三类共性问题,包括非局部(准)拉格朗日结构的识别与初始构造、多尺度表征、演化方程与算法.
  • 摘要：大雁飞行早已受到人们的关注,但对其编队飞行的机理并未有令人信服的结论.本文通过理论模化的途径,从虚功率原理出发,探讨了大雁群飞时,“V”字型编队的空气动力特征.结果发现,大雁“V”字型飞行时,后面的鸟可以获得减阻效果,尽管头鸟会阻力增加,但从鸟群总体来看,增加量小于减少量,总体上鸟群减阻.进一步分析表明,编队存在最优的排布方式,即,左列和右列的大雁构成的“V”字夹角应该在600到1200之间,这与观测结果是相符的.

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