湍流边界层

摘要： 采用微粒子追踪测速技术(Micro-Particle Tracking Velocimetry,μ-PTV)对近壁面的流场开展高空间分辨率测量,通过解析黏性底层的速度分布,应用一次线性回归计算得到壁面摩擦应力。测量了不同雷诺数(基于动量损失厚度)下的湍流边界层壁面摩擦切应力,在Reθ=1200时获得了罕见回流事件的发生概率和流场结构。实验结果表明,采用μ-PTV技术可以实现壁面摩擦应力的准确测量,在Reθ=1634~4070时,摩擦阻力系数测量误差小于2%。回流事件的概率极低,在Reθ=1200时约为0.05%,尺度小于8×30个壁面单位,因此回流事件的测量对测量技术的空间分辨率要求较高;分析结果表明回流事件伴随壁面附近的强展向涡出现。

摘要： 使用高时间分辨粒子图像测速技术,研究湍流边界层中大尺度相干运动。由于大尺度运动的流向空间尺度与边界层厚度δ有关,因此沿流向排列4个高速相机进行拍摄,得到了约6.7δ×1.2δ的湍流边界层大视场,实验雷诺数Re_(τ)=422。针对流场中不同法向高度的流向脉动速度,采用沿流向方向进行空间小波变换的方法,得到不同空间尺度分量的脉动速度,并计算其占总流向脉动动能的比例,发现湍流边界层外区存在流向最大能量流向尺度,约为1δ。通过小波分解将湍流脉动速度场分为大尺度分量和小尺度分量。使用速度门限法,沿时间序列提取大尺度相干运动,利用泰勒冻结假设,将时间结构转化为空间结构,并与直接从空间得到的大尺度相干结构做对比。使用相位平均法测得大尺度相干结构的几何形态,发现从时间维度和直接从空间维度得到的喷射事件的流向尺度相近,而直接从空间提取的扫掠事件要比从时间提取的大。结果表明:流场中1δ尺度左右的大尺度运动是湍动能的主要贡献者;利用泰勒冻结假设可以从时间中提取出大尺度相干结构,与从流场空间直接提取的结果有着良好的一致性。

摘要： 为了获取特定巡航工况下飞机外表面湍流边界层噪声以及发动机噪声的频谱和声压级,在机体外表面安装表面声压传感器进行测量,根据传感器数据之间的相干关系,采用湍流边界层噪声分离技术将湍流边界层噪声与发动机噪声从总的声载荷中分离出来。采用Robertson模型计算与飞行试验相同的巡航状态下湍流边界层噪声频谱,并与飞行试验结果进行对比。结果表明:在巡航状态下,对于机体外表面总的声载荷,湍流边界层噪声的贡献量大于发动机噪声的;在中心频率为20~10000 Hz时,采用Robertson模型得到的湍流边界层噪声频谱与飞行试验结果的1/3倍频程谱曲线趋势较为吻合,总声压级相差约2 dB。试飞结果验证了该噪声试验及分离技术具有良好的应用效果。

摘要： 高超飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,飞行器表面会遇到湍流与高温非平衡效应耦合作用的新问题.这种高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制是新型高超声速飞行器所关注的基础科学问题,厘清此产生机制可以为减阻方法的设计提供指导,具有重要的工程实用价值.本文选取高超声速飞行时楔形体头部斜激波后的高焓流动状态,开展了考虑高温非平衡效应的湍流边界层直接数值模拟研究,并设置同等边界层参数下的低焓完全气体湍流边界层流动作为对比,采用RD (Renard&Deck)分解技术研究了高焓湍流边界层摩阻的主要产生机制,对摩阻产生的主要贡献项积分函数分布进行了详细分析,研究了高温非平衡效应对摩阻产生的影响规律;采用象限分析技术,研究了摩阻分解湍动能生成项的主导流动事件.计算结果表明,高温非平衡效应会使得壁面摩阻脉动条带的流向和展向尺寸均减小.分子黏性耗散项和湍动能生成项是高焓湍流边界层摩阻生成的主要流动过程.分子黏性耗散项主要作用在近壁区,高焓流动的分布与低焓流动存在差异.象限分析表明,上抛和下扫运动是影响摩阻分解中湍动能生成项的主导事件.

摘要： 湍流边界层大尺度相干结构(large-scale coherent structure,LSCS)是目前湍流边界层研究的热点之一。湍流边界层中存在大尺度相干结构均是通过各种谱的低波数峰值证实的,而对大尺度相干结构各种物理量的空间拓扑形态及其发展演化规律还缺乏研究。应用高时间分辨粒子图像测速多相机阵列系统,测量湍流边界层大尺度相干结构各种状态的空间拓扑。实验雷诺数Reτ=422,采用沿流向方向按顺序排列四个高速相机同步拍摄,得到约6.7δ×1.2δ的大视场。在所有法向层沿流向方向进行空间多尺度连续小波变换,根据分尺度小波系数得到湍动能随流向尺度和法向位置的分布,根据各尺度小波系数的正负极值点检测各尺度相干结构喷射和扫掠的拓扑中心,使用条件采样和空间相位平均的方法测得各尺度相干结构喷射和扫掠阶段的空间拓扑形态,分别得到喷射与扫掠事件的脉动速度矢量、展向涡量、流线等物理量的空间相位平均拓扑,发现大尺度喷射和扫掠事件的结构都是多个小涡组成的大尺度涡包结构,每个小涡的流线形成鞍点和焦点组成的局部不稳定动力系统。

摘要： 对流激平板的振动试验设计与响应预报作了分析与探讨。验证了湍流脉动压力自功率的归一化方法在不同流体介质间的适用性。对平板流激响应,考虑流体负载并采用模态叠加法进行计算。通过原始模型与缩比模型响应之间的对比,提出一种平板响应间的换算方法。换算结果表明,该方法可以实现同种介质湍流边界层激励下的平板响应之间的换算。对不同外流场介质的平板流激响应,用该方法可实现理论上的换算。该研究结果对水下结构物流激响应预报有实际意义。

摘要： 通过对非平衡态湍流边界层壁面脉动压力的数值模拟研究,建立有压力梯度下的湍流边界层壁面脉动压力数值模拟方法。通过对不同厚度分布的翼型表面的湍流边界层模拟,获得不同压力梯度模型的壁面脉动压力特征。采用湍流边界层参数对脉动压力频谱进行归一化处理,其频谱特征与试验结果吻合较好。对湍流壁面脉动压力的频率-波数谱进行分析,获得了显著的湍流传输特征。随着不同模型压力梯度的增加,在波数峰脊附近的谱级增加幅值为3 dB。此数值模拟方法可为复杂工况下的湍流边界层壁面脉动压力的数值研究提供技术支撑。

摘要： 机翼表面脉动压力是大型客机近场噪声的主要来源之一,对其空间和频域分布特性开展研究有重要意义.采用大涡模拟方法对弦长1 m、后掠角45°的无限翼展NLF(2)-0415机翼的绕流场在Re_(C)=2.42×10^(6)的条件下开展了数值研究,分析了不同湍流来流条件及不同流动状态对机翼上表面时均流场及脉动压力声压级和功率谱的影响.计算结果表明:在本文条件下,机翼上表面脉动压力在转捩位置处有明显突增,湍流区声压级比层流区高出约20~30 dB;来流湍流强度对壁面脉动压力的影响主要集中在层流区,湍流区的壁面脉动压力对来流湍流强度变化反应不敏感;层流区脉动压力功率谱整体较低,且随频率的增加衰减较快,而湍流区脉动压力功率谱相比层流区在全频段均提升了约2~3个数量级,且谱级在低频段随频率的变化较小,在高频段则随频率增加以一定斜率下降.

摘要： 湍流边界层尾缘噪声是翼型及风力机气动噪声的主要来源。本文应用的壁面压力谱方法是基于Aimet噪声理论提出的一种翼型尾缘噪声预测模型。首先,分别采用Goody、Rozenberg、Kamruzzaman、Lee、Hu等五种不同的壁面压力谱方法,对NACA0012和NACA64-618翼型进行噪声预测,并与实验数据对比,分析了各攻角和雷诺数下壁面压力谱方法对翼型尾缘噪声预测的准确性。其次,在Lee翼型尾缘边界层噪声建模的基础上,结合风力机叶素-动量理论,创新性地提出了一种新的风力机气动噪声预测模型,并与Bonus Combi 300 kW风力机的气动噪声实验数据进行对比,噪声谱对比结果验证了当前模型的有效性。该研究可为相关风力机气动噪声研究提供一种新的预测方法。

摘要： 新型高超声速飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,会面临湍流与高温化学非平衡效应耦合作用的复杂流动环境,但相关研究工作还比较少。以楔形体头部斜激波后的高温非平衡湍流边界层作为研究对象,分别采用两种气体模型(完全气体模型和空气化学反应模型)开展直接数值模拟研究,对比分析了Walz关系式、强雷诺比拟关系(Strong Reynolds Analogy,SRA)、湍动能生成耗散机制和湍流可压缩效应。计算结果表明,弱可压缩假设在高温化学非平衡湍流边界层中仍然成立。采用无量纲恢复焓建立的与速度之间的关系式,可以消除马赫数、化学反应等因素的影响,与直接数值模拟的结果符合较好。GHSRA(Generalized Huang’s SRA)可以较好地描述温度脉动与速度脉动之间的强雷诺比拟关系。且采用半当地尺度归一化时,不同工况下湍动能输运方程各项的分布能够较好地符合。化学非平衡效应及高马赫数效应引起的可压缩效应有限。

摘要： 在重力溢流式低湍流度循环水洞中,采用高时间分辨率粒子图像测速技术(TRPIV),对沟槽-超疏水复合壁面的湍流边界层减阻机理进行了实验研究.这种减阻壁面综合了沟槽减阻和超疏水减阻两种被动减阻技术的优势.以300Hz的拍摄频率,测量了光滑壁面(P),超疏水壁面(SH),沟槽壁面(R)和沟槽-超疏水壁面(RS)四种壁面的平板湍流边界层瞬时速度场的时间序列样本,实验基于动量厚度和自由来流速度的雷诺数Reθ=1451,对比分析了四种壁面的平板湍流边界层平均速度剖面和雷诺应力剖面.通过对平均速度剖面的对数律区进行拟合,获得了壁面摩擦速度、壁面摩擦切应力、壁面摩擦系数及其对应的减阻率.利用湍流边界层瞬时速度场的空间条件采样和相位平均方法,获得相干结构的空间特征形态,并通过分析对比不同壁面上壁湍流相干结构特征,以湍流相干结构被动控制为切入点分析了沟槽-超疏水复合减阻壁面的减阻机理.

摘要： 沟槽壁面湍流边界层的减阻方法是一种高效、简易的被动流动控制减阻措施,一致以来都是流体力学和航空领域的研究热点.本文采用RANS方法构造了一种基于KW-SST湍流模型的沟槽壁面数值模拟方法,通过修改KW方程的经典Wilcox粗糙壁面边界条件,模化了沟槽对物面速度分布对数律的平移作用,从而模拟了其减阻效应.通过NACA0012翼型算例对模拟方法进行了验证.最后对某民机机身模型和CRM翼身尾模型进行了沟槽减阻模拟,评估了沟槽减阻在全机状态的效果.

摘要： 从科学家首次研究荷叶的超疏水性质开始,超疏水表面逐渐走入了实验室[1-3].作为一种被动减阻方式,超疏水表面减阻具有无需能量输入和系统相对简单的优点,且减阻性能优异,往往大于15％以上.众所周知,湍流边界层中各统计量和涡分布对其壁面切应力影响重大[4-8],因此研究湍流边界层流动特征是探究表面湍流减阻研究的必经之路.现有研究发现[9-14],超疏水表面可以减弱其上方流场的雷诺应力,并抑制涡结构. 本文基于PIV实验数据,对超疏水表面上方湍流边界层中涡结构的演化进行了深入的分析.实验采用粒子图像测速(PIV)的方法在相同水槽中对普通表面和超疏水表面上方湍流边界层流场进行测量,得到两表面上方的瞬时速度场,示意图如图1所示.实验在雷诺数Reθ=990下测量了两表面展向中心位置的流向-法向平面和五个不同流向-展向平面的流场信息(y=3mm,6mm,9mm,17mm,19mm).实验过程中超疏水表面上始终保持有一层气膜. 实验中的超疏水表面为不规则微纳二级结构表面,采用表面喷涂的办法进行制备,详细制备方法可参照作者实验室以前的研究[12-14].使用10μL液滴进行接触角测量,测得超疏水表面的静态接触角为160.0°±0.5°,接触角滞后为2.0°±1.7°.表面粗糙度Rt为36.2μm. 在我们的实验条件下[13,14],通过壁面摩擦速度计算阻力可得超疏水表面减阻率DR在Reθ=990下可达20.7％.与普通表面结果相比,超疏水表面上方的雷诺应力Tturb+和壁面总剪切力T+在近壁区域被抑制,在0.3

摘要： 搭建了单相机层析PIV平台,应用单相机层析PIV对壁湍流边界层进行三维速度场测量,得到了测量区域流场的速度统计量.并利用λci判据进行涡识别,捕捉到了湍流边界层中的涡结构.

摘要： 针对湍流边界层吹气沟槽联合减阻进行了大涡模拟,研究探讨了联合减阻对湍流边界层的作用效果.数值结果表明,吹气在吹气口附近会产生一定的减阻效果,而在吹气口下游会引起雷诺应力的增强,另一方面沟槽会起到抑制雷诺应力的作用,从而起到减阻效果,而沟槽减阻效果对其实际尺寸实际尺寸最为敏感,而对于吹气带来的雷诺应力的改变并不敏感.

摘要： 积雪分布是高寒地区生态水文的重要组成,也是高寒地区生态水文模拟的重要参数,而风吹雪是影响山区积雪分布的重要原因,因此研究风吹雪对高寒地区积雪分布的影响显得至为重要.雪粒在输运过程中存在相变、即所谓风吹雪升华.风吹雪升华对于极地冰盖的形成乃至全球气候的变化都具有重要的影响.相对于风沙运动,雪粒密度小,跟随性比较好,因而大气湍流对风吹雪过程的影响不可忽略.本文简略回顾了近年来国内外在湍流边界层中的风吹雪运动、风吹雪升华领域的研究进展,并着重介绍了兰州大学环境力学研究小组在这一领域内的研究成果.研究首次再现了风雪流条带，并分析了其形成的原因是湍流风场本身具有的间歇性;第一次统计了颗粒平均展向水平速度随高度的分布，发现在小风速时平均展向水平速度随高度的增加而减小，在高风速时则呈相反的趋势;模拟了跃移层的风吹雪升华过程，发现小风速时跃移层的单位面积升华速率比悬移层高，考虑野外摩阻风速往往较小，因此跃移层的风吹雪升华不容忽视。

摘要： 本文以直接数值模拟为主要手段,以平板湍流为对象,针对不同壁面温度下的湍流边界层开展研究.计算过程中设三组不同壁面温度的算例,分别为壁面恢复温度Tw、0.5Tw和2Tw.计算结果表明,随着壁面温度升高,边界层厚度逐渐增加,且壁面摩阻系数降低.另一方面,壁面温度升高,加热近壁流体,使其脉动增强,边界层内雷诺应力增加.在壁面温度较低时,近壁区域速度条带结构呈细长状,且较为稳定,随着壁面温度升高,细长结构被破坏,速度条带结构呈现短粗状,且条带结构之间间距更大.

摘要： 本文采用大涡模拟方法对平板湍流边界层精细流场进行了数值分析研究(Reθ=462),获得了湍流边界层的平均特性,并与理论值和DNS结果进行了比较.在此基础上,分析提取了瞬时涡三维空间结构,并分别对湍流边界层流向-法向平面、流向-展向平面和展向-法向平面的流场进行了分析,捕捉到了发卡涡包、低速条带、喷射和扫掠过程等拟序结构.此外,还探索了发卡涡结构的时空演化.

摘要： 壁湍流中存在着大量的发卡涡,与此同时也有学者在湍流边界层PIV试验结果中发现,在流向-法向平面中存在着与发卡涡头(展向涡)旋转方向相反的旋涡-反向涡,并对反向涡的的空间结构及其与发卡涡头关联进行了推测.本文开展了平板湍流边界层大涡模拟(LES)研究(雷诺数Reθ=462),获得湍流边界层三维涡结构及其演化,分析提取了发卡涡(包)在流向-法向平面及流向-展向平面内的显著特征,同时也证实了在流向-法向平面中反向涡的存在.本文进一步分析了反向涡的三维空间结构,研究表明,湍流边界层流向-法向平面内的反向涡从空间结构上看只是Q形发卡涡或者涡环结构的剖面,或者对应一个拐杖形单腿发卡涡的剖面,而并非独立于发卡涡存在的另一种涡,从数值模拟的角度印证了PIV试验分析中的推测.

摘要： 利用NACA0015翼型在低噪声风洞进行湍流边界层脉动压力激励力测量,获取了变攻角时翼型顶部、顶部边缘和壁面的湍流边界层脉动压力激励力,分析了不同流速、不同位置、不同攻角对翼型各部位的湍流边界层脉动压力激励力的影响,为水下航行体机动航态表面激励力特征分析提供试验测试参考.

摘要： 具有一个湍流壁区域的边界层或壁面边界流体流场中的湍流被加以控制，所说湍流壁区域的特征在于旋流圈偶系沿流向延展，并且斜向传播结构与旋流圈偶系相互作用，所说控制的方法是通过将两个分别产生的扰动从局部导入该湍流壁区域，所说的两个扰动能够在局部产生可与斜向传播结构强烈耦合并使之改变的合成扰动，增强或减弱传播结构与旋流圈偶系之间的相互作用，从而局部增强或减弱流场中的湍流。

摘要： 本发明公开了一种模拟大气边界层多尺度湍流结构的风洞试验装置及方法，针对目前大气边界层风洞模拟装置及方法存在湍流积分尺度模拟能力不足、人工调控耗时长等问题，本发明在宏观上提出将风洞风速与格栅翼姿态协同控制的方法，在微观上提出变尺寸锯齿边缘的格栅翼外形设计方法，可以有效扩展大气边界层湍流积分尺度的模拟范围。同时，提出了采用机器学习自动寻优的控制方法，可以显著减小试验调试工作量，提高试验效率。此外，变尺寸锯齿边缘格栅翼可同时产生不同积分尺度湍流结构，有助于快速达到湍流充分发展状态。

摘要： 具有一个湍流壁区域的边界层或壁面边界流体流场中的湍流被加以控制，所说湍流壁区域的特征在于旋流圈偶系沿流向延展，并且斜向传播结构与旋流圈偶系相互作用，所说控制的方法是通过将两个分别产生的扰动从局部导入该湍流壁区域，所说的两个扰动能够在局部产生可与斜向传播结构强烈耦合并使之改变的合成扰动，增强或减弱传播结构与旋流圈偶系之间的相互作用，从而局部增强或减弱流场中的湍流。

摘要： 本发明公开了一种模拟大气边界层多尺度湍流结构的风洞试验装置及方法，针对目前大气边界层风洞模拟装置及方法存在湍流积分尺度模拟能力不足、人工调控耗时长等问题，本发明在宏观上提出将风洞风速与格栅翼姿态协同控制的方法，在微观上提出变尺寸锯齿边缘的格栅翼外形设计方法，可以有效扩展大气边界层湍流积分尺度的模拟范围。同时，提出了采用机器学习自动寻优的控制方法，可以显著减小试验调试工作量，提高试验效率。此外，变尺寸锯齿边缘格栅翼可同时产生不同积分尺度湍流结构，有助于快速达到湍流充分发展状态。

摘要： 本实用新型公开了一种模拟大气边界层多尺度湍流结构的风洞试验装置，针对目前大气边界层风洞模拟装置存在的湍流积分尺度模拟能力不足等问题，本实用新型在微观上提出变尺寸锯齿边缘的格栅翼外形设计方案，可以有效扩展大气边界层湍流积分尺度的模拟范围。此外，变尺寸锯齿边缘格栅翼可同时产生不同积分尺度湍流结构，有助于快速达到湍流充分发展状态。

摘要： 本发明公开了一种基于非均匀查询窗口粒子图像测速技术的湍流边界层处理方法，通过减去背景图像得到预处理的PIV粒子图像，利用均匀查询窗口互相关计算出的平均速度并拟合出壁面摩擦速度，然后根据壁面摩擦速度计算出局部的无量纲平均速度，将Spalding曲线作为局部无量纲平均速度的参考值，计算出计算值与参考值的相对误差，再计算出无量纲平均速度的相对不确定度，通过设置局部查询窗口的初始尺寸，由相对误差与相对不确定度的大小关系进行迭代，形成与常规查询窗口不同的查询窗口尺寸沿壁面法向非均匀分布的布局。该方法使查询窗口尺寸与湍流流场局部特性相适应，有利于充分解析湍流边界层，从而提升了近壁面的测量精度。

摘要： 本发明属于空气动力学和光学工程交叉的领域，公开了一种减弱湍流边界层气动光学效应的定常吹吸方法。具体步骤包含确定吹吸扰动函数形式、给定函数变量具体形式和参数、给定函数变量具体形式和参数三个步骤，本发明实现了湍流平板边界层的定常吹吸控制，解决了减弱湍流气动光学效应的问题，可以在较大控制强度范围内有效减弱湍流区域的气动光学效应值，其原理是通过定常扰动压制流动非定常涡发展。相比于传统非定常吹吸控制方案，本发明的高效易行，对基于流动控制的湍流边界层现象研究，和光学成像制导飞行器设计具有参考价值。

摘要： 本发明公开一种湍流边界层减阻控制的振荡式放电等离子体激励器，包括用于产生等离子体的激励器组件，激励器组件底端固定连接有绝缘板，激励器组件电性连接有电源，电源用于为激励器组件提供循环高压电；激励器组件包括介电层，介电层底端与绝缘板固定连接，介电层上固定连接有若干激励器阵列，若干激励器阵列沿介电层展向等间隔设置，每个激励器阵列均与电源电性连接。本发明的等离子体激励器能够利用展向振荡式扰动抑制湍流边界层猝发过程，大幅减少下扫流强度和持续时间，减少湍流强度和雷诺应力，从而减少壁面剪应力、降低壁面摩擦阻力。

摘要： 本发明涉及一种宽速域湍流边界层入口信息的生成方法，所述方法包括：S1、根据Van Driest变换下的平均速度UVD、来流速度Ue、来流温度Te、壁面处的温度Tw、壁面摩擦速度uτ，获取湍流平均流信息；所述湍流平均流信息包括：平均速度、平均密度、平均温度；S2、根据预设的第一随机数向量ζ、预设的第二随机数向量ξ、密度梯度波数向量k、湍流能谱E(k)预先被分成的多片中的m片能谱E(km)，获取湍流脉动量信息；所述湍流脉动量信息包括：速度脉动、密度脉动、温度脉动；S3、基于所述湍流平均流信息和所述湍流脉动量信息，生成湍流边界层入口信息。

摘要： 本发明提供了一种基于引射喷流的湍流边界层气动光学效应抑制方法，包括确定引射喷流扰动函数形式、将喷流扰动函数施加于层流段和定义气动光学抑制评价指标三个步骤，通过上述步骤可利用引射喷流在流场控制中的作用，消除大尺度的涡结构，有效抑制了光学成像系统内的湍流气动光学效应，提升了光学成像制导的精度。