高雷诺数下串列圆柱尾流致涡激振动的机理研究

多圆柱之间的气动干扰常导致结构发生尾流激振。为进一步澄清双圆柱之间的气动干扰机理,采用大涡模拟(LES)方法,在高雷诺数下(Re=1.4×105)研究了串列双圆柱(圆心间距为1.5~4倍直径)的表面风压分布、气动力系数和Strouhal数等气动性能与流场流态之间的内在关系,研究了上、下游圆柱气动力之间的相关性,从平均和瞬态流场角度讨论了气动干扰效应的流场作用机制,建立了下游圆柱的激励力模型并对尾流致涡激振动进行了算例分析。研究结果表明:数值模拟得到的气动性能和流场流态与试验结果吻合较好,说明在高雷诺数下大涡模拟方法能准确模拟双圆柱气动干扰现象;随着间距的增大,串列圆柱依次呈现单一钝体、剪切层再附和双涡脱等三种干扰流态;上、下游圆柱气动力之间的相关性会随着流态的不同出现较大波动,双涡脱流态时的升力相关性最强;单一钝体流态时,两个圆柱间隙中的回流会导致下游圆柱受到负阻力的作用;双涡脱流态时,下游圆柱的脉动升力远大于其他两种流态,也明显大于单圆柱,因而下游圆柱发生尾流致涡激振动的可能性最大。

双圆柱尾流致涡激振动的质量比效应及其机理

双圆柱尾流激振受多种因素影响,情况复杂,质量比m*(相同体积的圆柱与流体质量的比值)对双圆柱尾流激振的影响规律尚未澄清。采用数值模拟方法,在低雷诺数下(Re=100),研究了三种质量比(m*=2,10,20)对串列双圆柱尾流致涡激振动特性和尾流流场结构的影响规律,分析了下游圆柱的升力与位移的相位差,探讨了涡激升力与能量输入的内在联系。结果表明:质量比对串列圆柱尾流致涡激振动有重要影响。随着质量比的增大,横流向最大振幅减小,并发生在较小折减速度下,振动锁定区域范围变窄;质量比越小,升力与位移之间的相位差对下游圆柱振幅的影响越显著;在较小质量比时尾流出现“2S”、不规则和平行涡街模态,而在较大质量比时只有“2S”和平行涡街模态。

绕旋转圆柱流动涡尾流结构和临界状态特性

采用作者提出的基于区域分解、有限差分法与涡法杂交的数值方法，结合高阶隐式差分格式，和以修正的不完全ＬＵ分解为预处理器的共轭梯度法作求解器．系统地研究了雷诺数Ｒｅ＝１０００，旋转速度比ａ∈（０．５，３．２５）范围内，绕旋转圆柱从突然起动到充分发展，长时间内尾流旋涡结构和阻力、升力系数的变化规律．计算所得流动图案与实验流场显示符合很好．数值试验证实了临界状态的存在，并首次给出了临界状态时的旋涡结构特性。

旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法

以重点考察旋翼尖涡的运动为目标来构想一种悬停和前飞旋翼涡尾流的理论计算方法 .首先从预定的广义尾流入手 ,并引入尖涡涡核作用的半经验修正 ,对旋翼的自由尾流进行计算分析 .然后在环量收敛与尾迹收敛的条件下 ,计算拉力以满足拉力收敛准则 .之后 ,作为本方法的工程应用 ,文中给出了计算的旋翼沿火箭发射线的下洗速度分布并作了简单分析 .从理论上说 ,文中所发展的方法可以为进一步研究尖涡的生成模式与涡核结构所应用 。

低雷诺数下串列双方柱尾流致涡激振动研究

两个方柱之间的气动干扰会引发复杂的流致振动,其振动机理尚未被澄清。在雷诺数为150时,针对串列双方柱尾流致涡激振动现象,采用数值模拟方法研究上、下游方柱的振动幅度、振动频率、尾流模态等随折减速度的变化规律。结果表明:上、下游方柱在横流向和顺流向的最大振幅均远大于单方柱,且下游方柱振幅大于上游方柱。与单方柱不同,双方柱会发生“软锁定”现象,此时上游方柱横流向振幅达到最大值。随着折减速度的增加,双方柱会出现不同的尾流模态,上游方柱横流向振幅达到最大值时,尾流为“2P”模态;而当下游方柱横流向振幅达到最大值时,尾流为平行涡街模态;在“软锁定”区外的高折减速度下,下游方柱仍会发生振幅较大的横流向振动,其尾流为“2S”模态。

飞机尾流涡的危害与研究现状

随着航空事业发展,飞机飞行间隔缩小、机体增大,尾流涡(Wake vortex)对航空管制的影响、空域容量的限制及对飞行安全的危害日益突出,目前已引起国际航空界的高度重视。本文从分析尾流涡的成因入手,介绍其对飞行的危害以及国外的研究现状。

刚性联结串列双圆柱尾流致涡激振动研究

为了研究刚性联结对串列双圆柱尾流致涡激振动的减振效果及其流场作用机理,以圆心间距为4D(D为圆柱直径)的无联结及刚性联结串列双圆柱为研究对象,在雷诺数Re=150时,采用数值模拟方法研究了刚性联结对圆柱振幅、振动轨迹和锁振区域的影响规律,分析了振动响应和气动力之间的内在联系,探讨了两类圆柱振动差异背后的流场机理。研究表明:刚性联结对串列双圆柱的尾流致涡激振动有一定的减振作用,提高了发生涡激振动的起振风速,减小了发生涡激振动的折减速度范围,降低了下游圆柱的振幅,但上游圆柱振幅略有增加。发生尾流致涡激振动时,无联结串列双圆柱和刚性联结串列双圆柱的的流固耦合机制不同,两者的尾流模态有很大差异。

NASA/FAA研究尾流涡系特性

美国航空航天局(NASA)和FAA将在孟菲斯国际机场开始基准试验,通过预测尾流涡系的特性及其衰减情况,确定机场容量能否增大。NASA和FAA的此项联合计划是为期4年的综合尾流计划的一个主要部分,后者又是NASA先进亚音速技术计划的一个重要项目。

低涡尾流系统对宁夏偏东地区短时暴雨的影响分析

利用宁夏加密自动站观测资料、银川站探空资料、FNL 1°×1°逐6 h格点再分析资料以及卫星、多普勒雷达等气象探测资料,对2016-07-03傍晚前后发生在宁夏偏东地区强对流性过程的天气形势、水汽、动力、不稳定能量等物理量条件进行分析。结果表明,发生短时暴雨的区域在降水开始前为上干冷、下暖湿的不稳定层结,低涡尾流底部冷空气的侵入触发了这种不稳定机制;在暴雨开始前对流有效位能等能量参数增大,短时暴雨结束后能量参数减小,即能量参数与短时暴雨的发生、发展有较好的对应关系。

叶栅流场尾迹中非定常涡系的数值模拟

叶栅通道内包含复杂非定常流动特征的涡系结构,二维直叶栅的尾迹涡系中粘性、尺寸效应十分明显,进行数值模拟时计算量较大,因此对分离涡产生与脱落过程的准确、清晰的捕捉要求有更高效率的数值解法。应用隐式格式、全场统一时间步长和Baldw in-Lom ax紊流模型求解二维N av ier-Stokes方程,对二维直叶栅流场非定常涡系进行了数值模拟分析,在大攻角、不同进口马赫数的2种工况下,通过对比分析不同时刻叶栅流场的熵和压力瞬态图,捕捉到分离涡产生与脱落过程,并合理地反映了紊流流动特征。通过计算结果看出,所采用的非定常粘性流动数值模拟方法有效,计算效率较高,能够较好地捕捉复杂的尾迹非定常涡系,较为清晰地反映叶栅流场涡系的形成、发展和消失过程,为进一步研究孤立转子和多叶排环境下的非定常流动效应提供了初步的基础。

飞机尾流控制的SPIV实验研究

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情况(两种有尾翼情况及一种无尾翼情况)下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。

并列刚性双圆柱流激振动风洞试验研究

通过风洞试验研究了弹性支撑条件下并列刚性双圆柱的流激振动,试验雷诺数范围Re=3200~36200。圆柱间距比S/D=1.5~4.0,其中S为两圆柱圆心间距,D为圆柱直径。结果表明:随着间距的变化,并列双圆柱的振动幅值呈现涡激振动(vortex-induced vibration,VIV)和尾流耦合涡激振动(wake-coupled vortex-induced vibration,WCVIV)模式。WCVIV发生在间距比S/D≤3.0时,此时双圆柱之间相互干涉作用较强,双圆柱振动幅值响应呈现不一致性,振动位移之间表现为同相位或反相位耦合特征,圆柱尾流场对称点的涡脱频率也不相同,尾流呈现不对称性。而VIV发生在间距比S/D=3.5~4.0时,此时双圆柱相互独立,其振动幅值和涡脱频率几乎相同,尾流的不对称现象消失,振动位移之间相位差不再近似等于恒定值而是随时间周期性的“划动”。无论发生WCVIV还是VIV,振动频率的主频均锁定于1倍的固有频率。

倒角化处理对于矩形高层建筑风荷载特性的影响机理研究

通过风洞测压试验,对比不同风向下、不同倒角半径的矩形高层建筑表面风压分布、整体风力及斯托罗哈数St;采用PIV试验,给出建筑的近尾流流动特性,并从流场作用角度,揭示倒角化处理对于矩形高层建筑风荷载特性的影响机理。研究表明:临界风向下,在建筑一侧分离的剪切层发生流动再附,形成分离泡;此时,建筑的阻力达谷值,升力和St达最大值。相比而言,倒角化矩形高层建筑的临界风向小于无气动措施的工况。St主要受到横风向投影宽度和尾流涡对间距的影响,在一定的风向范围内,当倒角半径达一定数值,St将有所增大。在建筑的整体阻力方面,倒角化处理将使得建筑尾流涡对尺寸减小;涡对横向流速增大,涡量掺混运动加剧,旋涡强度减弱。在此作用下,建筑整体阻力降低。在建筑的整体升力方面,采用倒角化处理后,旋涡脱落的不规则性和随机性增大,脱落强度减弱,这促使建筑整体升力减小;但倒角化处理对于升力的减小效应并非见于所有风向。

无变形网格下运动参考系求解平动流固耦合问题

为模拟平动涡激振动,采用一种无变形网格的计算方法。通过运动参考系模拟整个求解域的运动,结合非结构网格下高精度算法,在NS方程中引入运动参考系引起的对流项及采用新的边界处理方式,通过构造合理的计算求解域,对低雷诺数下(Re=200)圆柱涡激振动进行了模拟,得到了圆柱涡激振动振幅以及详细流场结构,与实验结果和数值结果相比都得到了很好的一致性。并对不同阻尼比、频率比等参数进行研究,详细对比了不同振幅下尾流结构特征。结果证明了该计算方法是可行的、准确的。

前体边条控制技术对航向静稳定性的影响

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。