计入尾涡衰减影响的船舶螺旋桨扰动场数值分析

依据库塔条件反映物理真实的基本精神,考虑尾涡强度沿流线衰减,修正了Morino数值库塔条件,建立了考虑泄出自由涡衰减影响的螺旋桨面元计算模型.主要通过数值计算结果说明涡的衰减方式基本满足指数衰减规律.将这种数值库塔条件应用到螺旋桨扰动场的数值分析中,讨论了相关参数的确定原则和具体方法,该计算模型可以较准确地预测船舶螺旋桨扰动场,为理论研究船舶螺旋桨的激振力和噪音、桨舵干扰提供了一个新途径.数值分析结果证明,考虑涡强衰减的螺旋桨面元计算模型是可行的.

自由空间中点涡粘性衰减过程中的声辐射及其频谱分析

本文利用奥辛涡(Oseenvortex)模型,应用涡声理论研究了自由空间中点涡粘性衰减过程中的声辐射问题,并在此基础上进行了频谱分析。经分析知点涡粘性衰减过程的外声场具有窄频段、频谱分布曲线峰值特征明显等特点,其远场声压及其频谱分布情况与粘性系数有一定的关联。

基于时间间隔标准的尾流安全评估分析方法

科学地优化飞机间尾流间隔是提升机场吞吐量的重要举措,确保安全是尾流间隔实施的首要前提。首先,基于大涡模拟试验数据,对经典的两阶段消散模型(Wake Two-Stage Decay Model,D2P)模型进行改进,创建顶风对尾涡环量衰减的影响模型。然后,针对基于时间间隔(Time-Based Separation,TBS)未考虑顶风会影响尾涡移动和尾涡环量衰减,通过转化为飞机地速和构建改进D2P模型深刻分析两因素对尾涡遭遇严重度的影响。最后,计算实施TBS时不同风速不同机型组合对应的最小尾流间隔,并综合分析对应间隔的尾涡遭遇严重度。结果表明:虽然TBS未考虑顶风对尾涡移动和环量衰减的影响,但可以确保前后机安全性;在顶风8 m/s应用TBS方案时,各机型组合的尾涡遭遇严重度约为静风时的30%。TBS安全地缩减了顶风时的尾流间隔。

三维短翼的水动力性能计算研究

针对以速度势为基本变量的船舶螺旋桨面元理论在计算小展弦比三维短翼的水动力性能精度较差的实际情况,考虑自翼梢面元泄出的自由涡,利用简捷的关于扰动速度势的基本积分方程并结合Morino数值库塔条件、压力库塔条件,建立了考虑自翼梢面元泄出的自由涡的三维短翼水动力数值计算模型,以达到提高三维短翼水动力计算精度的目的.为避免在物面上数值求导,用Yanagizawa方法求得物面上的速度分布并通过Bernoulli方程计算三维短翼的压力分布,以此计算三维短翼的升力系数等宏观量.数值分析表明该模型是有效的.进一步考虑涡的衰减,可较好的模拟翼后的流场.

来流边界层对三角翼诱导涡特性的影响

三角翼是涡发生器的主要结构型式,用于涡发生器的三角翼常处于翼面边界层内。本文采用数值求解雷诺平均NS方程的方法,以平板上一个三角翼模型为研究对象,研究不同来流边界层速度型(均匀分布、湍流边界层速度型和层流边界层速度型)和5种边界层厚度条件下,三角翼诱导涡沿流向的最大涡量分布规律及衰减规律。结果表明,湍流边界层下三角翼诱导涡最大涡量值要大于层流边界层,且边界层高度越低,诱导涡最大涡量值越大。

反弹自消散系统尾涡控制机制研究

为了研究加快尾涡消散的机理,以获得更合理的尾流间隔,进行了壁面反弹实验的数值模拟计算。实验采取在模拟机翼后缘安置反弹面的方法,诱发反弹二次涡与主涡相交出现不稳定性,以加快尾流衰减。数值计算运用N-S方程,对雷诺应力项采用Realizableκ-ε涡粘模型进行计算,分析经二次涡干涉后尾涡轴向涡量衰减、涡核下沉运动等参数的变化,以探究反弹二次涡对飞机主涡消散的演变影响。实验结果表明,反弹涡对主涡衰减有明显的促进作用。该实验为人工干预缩减机场尾流间隔的研究奠定了理论基础。

带外力项的iDdQ(q-1)多松弛格子Boltzmann模型

以3维14速(iD3Q14)多松弛格子Boltzmann(MRT LB)模型为例,在iDdQ(q-1)MRT LB模型的基础上,采用多尺度展开和反向设计法构造出带外力项的iDdQ(q-1)MRT LB模型,该模型在低Mach数的假设下可恢复到带外力项的不可压Navier-Stokes方程.通过对三维方形管道内泊肃叶流、脉动流以及二维Taylor涡衰减流的模拟发现,数值结果与解析解吻合很好,并且空间精度达到二阶,从而验证了新模型模拟外力驱动的稳态和非稳态不可压流动的有效性.