明渠均匀流流速横向分布的涡黏性模型

为了研究明渠水流的运动特性,开展了明渠水流流速横向分布数学模型的研究。本文根据量纲分析方法和实验资料,得到水流横向剪切作用下横向涡黏性系数的关系式;基于均匀流的水流运动方程,按照有限差分方法,建立流速横向分布计算模型。该模型具有计算简单、快捷和精度较高的优点,且数值计算不受横向涡黏性系数的结构形式和断面形态的影响。采用明渠水流实验资料验证数学模型,数学模型计算的流速横向分布与实验资料较一致,具有较高的理论意义和应用价值。

无壁面参数低雷诺数非线性涡黏性模式研究

建立了一个低雷诺数的非线性涡黏性湍流模式，该模式的一个显著特征是它不包含壁面 参数（如ｙ＋，ｎ等），因而特别适用于复杂几何流场的计算，本模式在几种包括回流、分离、激 波等典型流动中进行了验证，结果令人满意。

湍流涡黏性模型方程中相位差的测量

基于理论上湍流相干结构复涡黏性模型对涡黏性系数的分析,应用热线测速技术测量了平板湍流边界层多尺度相干结构动力学方程中非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差。分析了湍流边界层相干结构猝发过程中,非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差沿湍流边界层法向的变化规律,为建立更加符合实际的湍流模型提供了实验依据。

雷诺方程中湍流涡黏性的Richardson势算子本构模型

证明三维湍流Richardson扩散方程中的变系数拉普拉斯算子是基本解为r-7/3的一个势算子,并称其为Richardson势算子,其中,r是空间中两点的欧几里得距离.基于Kolmogorov标度律和湍流快扩散(super-diffusion)理论,运用隐式微积分方程建模方法提出雷诺方程中的Richardson势算子湍流涡黏性本构方程.

强潮狭长海湾中垂直涡黏性系数与底拖曳系数的估计

垂直动量交换与底拖曳应力的准确刻画是目前区域海洋环流模拟中的主要困难,而基于现场观测的垂直涡黏性系数与底拖曳系数的估计是解决这一问题的最有效途径。本文通过3个海床基观测平台在1个强潮狭长海湾中的成功应用,获得了观测站位处水位、平均流速和高频湍流脉动的2周日连续观测资料,并由此计算分析了垂直涡黏性系数和底拖曳系数。结果表明:垂直涡黏性系数(AZ)具有显著的潮内变化,在M2分潮流占优的观测海区,AZ大致呈M4分潮变化,但同时存在明显的涨-落潮不对称性,涨急时较大,落急时较小。在垂向上,AZ大致呈抛物线分布,其最大值出现在底上4m左右,约为5.4×10-3 m2.s-1。基于方差方法和动量平衡法所估计的底拖曳系数的平均值分别为0.17×10-3和0.81×10-3,表明在岸线和底形复杂的狭长海湾内,形状阻力对底摩擦的贡献可显著大于界面阻力,数值模式中必须充分考虑形状阻力的作用。

对二维分离流涡黏性系数非线性分布的新认识

以弱非线性涡黏性模型为出发点,对Delery分离流动实验结果进行分析并获得了非平衡态分离区涡黏性系数与形状因子J之间的非线性关系.该非线性关系显示在分离起始阶段,涡黏性系数较平衡态先减小,后增大;再附阶段,涡黏性系数较平衡态数值逐渐增大,并在再附点位置接近最大,而后又逐渐减小,恢复到平衡态水平.总结涡黏性系数的这种非线性发展数学关系式,并将它应用于BL模型,在不添加微分方程的情况下发展出一种适用于分离流动的改进代数湍流模型.对低速平板流动,跨声速,超声速以及高超声速分离流动的计算结果表明,该改进湍流模型可以较准确地模拟各类复杂分离流动,计算精度明显优于传统代数模型以及一些两方程模型,而计算工作量仍与BL模型相当.这表明所提出的涡黏性系数非线性发展规律是正确的,且应用在二维分离流动中具有一定的普适性.

求解复杂湍流的非线性涡黏性系数模型和代数应力模型

非线性涡黏性系数模型和代数应力模型联系了线性涡黏性系数湍流模型和完整的微分雷诺应力模型.随着它们受到日益关注,其形式也越来越多样化.本篇综述的目的是对这些模型加以总结并比较它们之间的共同点及不同之处,指出它们与完整微分雷诺应力模型之间的关系,以及相对于线性涡黏性系数模型而言它们在预报流场上所具有的优势.

基于定涡黏性假设的连续伴随优化方法研究

基于网格节点位置坐标变分并结合通量雅克比矩阵技术,完成了定涡黏性假设下带湍流模型连续伴随系统的建立,极大降低了RANS方程下复杂伴随系统的推导难度,简化了伴随系统表达式,节约了计算资源。同时采用定涡黏性假设耦合SpaIart-Allmaras湍流模型,实现了二维叶栅壁面压力反设计的数值验证,针对变量梯度、优化过程及结果与全湍流系统进行了分析对比;并以通道内熵增为优化目标完成了某亚音速叶栅基于该假设的气动优化及叶栅吹风试验,试验结果验证了优化设计结果的可靠性。

基于深度神经网络的超声速隔离段湍流涡黏性系数辨识

雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程由于计算成本较低,当前仍然在工程设计领域广泛应用。为了进一步提升计算精度和减少时间,应用深度神经网络(deep neural networks,DNN)方法自适应辨识稳态湍流涡黏性系数。以隔离段的激波串前缘位置检测流场生成为例,使用Wilcox-2006k-ω湍流模型进行模拟。在不同的背压情况下,产生稳定状态的湍流涡黏性流场作为模型学习的训练数据集。最后在不同背压条件下开展了测试。结果表明:提出的DNN方法能够快速预测湍流涡黏性系数的值,预测值与计算流体力学数值模拟计算的参数值相比,方均根误差较小,可决系数大于99%,预测的流场结果与真实流场基本一致,进一步验证了深度学习技术在湍流模型参数辨识的可行性。

数据同化反演风应力拖曳系数以及垂向涡动黏性系数的分布

所作的孪生实验表明：通过利用变分优化控制技术将气象学和海洋学（表层和 次表层）的观测资料同化到海洋的埃克曼层模型中，可将未知的边界条件（风应力拖 曳系数）和垂向涡动黏性系数的分布同时反演出来．

雷诺应力与涡黏性模型的分离流预测对比分析

现代飞行器设计对流动分离的准确预测需求愈发迫切,但使用广泛的涡黏性模型预测结果却不尽如人意。雷诺应力模型凭借其扎实的理论基础有可能获得可信度更高的结果,但其性能优势仍需进一步评估与发掘。选取了SST模型、Stress-BSL(Baseline)模型分别作为涡黏性和雷诺应力模型的代表,对二维驼峰、二维跨声速凸块、跨声速三维ONERA M6机翼等算例进行了数值仿真。结果表明,相较于实验值,2种模型的预测结果均出现流动分离点提前,再附点滞后的现象,但Stress-BSL模型的预测误差更小,表现出了强逆压梯度下预测分离流动的优势。通过分析发现,2种模型对雷诺应力的低估导致了分离区较大。具体表现为SST模型引入的Bradshaw假设限制了湍动能的生成,使得模型计算的涡黏性系数偏小,强逆压梯度下低估边界层雷诺应力,导致流动分离提前。而分离区上缘处的雷诺应力预测偏小则被认为是流动再附滞后的主要原因。对于雷诺应力模型,误差主要来源于雷诺应力输运方程再分配项的模化不准。最后,针对上述原因,对SST模型关键封闭参数进行了重新标定,并进行了初步验证,结果表明修改后的模型预测表现好于原模型结果。

基于黏性涡域法的二维钝体绕流模拟

针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题,一种确定性涡方法(黏性涡域法)逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法计算模拟了二维钝体的流场、气动系数及斯特劳哈尔数,并与其他成熟CFD软件计算结果对比来验证模拟精度。黏性涡域法的模拟过程为生成涡量、涡量演变及气动计算。文章首先推导了该方法各过程的基本方程,然后基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序,最后利用Gnuplot实现流场可视化。利用黏性涡域法模拟不同雷诺数下圆柱绕流、不同无量纲频率和无量纲振幅的振动圆柱气动力时程、不同风向角下的方柱绕流,结果表明:雷诺数为2×10^(2)~1×10^(5)时,基于黏性涡域法的圆柱绕流气动计算结果与其他方法的计算结果基本一致;基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动计算结果与其他文献结果趋势相同。

基于伴随同化方法的Ekman模型垂向涡动黏性系数时间变化研究

为了得到一种有效的计算海水涡动黏性的途径,本文基于伴随同化方法,研究了Ekman模型中垂向涡动黏性系数(verticaleddyviscositycoefficient,VEVC)的时间变化。本文推导了时间变化VEVC的优化关系式,并利用理想实验对三个影响因素进行了探究,包括优化算法、初始猜测、观测深度,其主要结论是:(1)梯度下降法的优化效果优于共轭梯度法和有限记忆BFGS(limited-memoryBroyden–Fletcher–Goldfarb–Shanno)法;(2)初始猜测值与实际值接近时,收敛速度更快,反演误差更小;(3)反演结果对表层和次表层的流速更为敏感。本文从百慕大试验站锚泊系统(Bermuda Testbed Mooring, BTM)的数据中提取了Ekman流速,并反演了VEVC的时间变化,实际实验结果表明:(1)对于实测数据而言,仍是梯度下降法优化效果最好;(2)将VEVC设置为时间变化型的反演策略,反演效果优于常数型和深度变化型;(3)该地区VEVC在0.01m^2/s左右。该研究为Ekman流的数值模拟提供了一种确定VEVC时间变化的有效方法,对于其他动力机制的研究具有一定的参考价值。

黏性涡环的失稳与多级分叉行为

为了探究液滴撞击液池形成涡环的长期演化行为,以不同浓度的甘油水溶液为对象,研究其在滴入水池后的形态变化,通过高速摄像机对整个过程进行捕捉,发现其由初始液滴形态转变为涡环再到涡环失稳的一系列演化行为,之后分析其失稳与分叉的变化规律与主要影响因素。最后建立了涡环下沉速度的物理模型并进行了数学推导,建立了涡环前锋与尾部的运动无量纲表达式。研究表明,液滴入池后形成的涡环均不会一直稳定生长,而是在某一时刻发生失稳,失稳时刻与液滴本身属性有关。涡环解体为数个下沉的“手指”,在其下沉一定距离后,“手指”前锋沿其运动方向的垂向发生分叉,分叉后继续下沉,并重复出现自相似的分叉行为,且新产生的分叉前锋开始会获得一定程度的相对加速,最终涡环分解为一簇形如“皇冠”的分叉树。自始至终,其前锋与尾部运动均符合衰减运动的规律。本文对于由液滴撞击液池形成的涡环在池中的演变过程进行了时间和空间的拓展,且其由稳定涡环到突然失稳从而转变为分叉树的行为对流体中最复杂的湍流现象的形成机理具有一定的启发意义。

基于黏性涡粒子尾迹模型的高速直升机配平特性分析

刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题,本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度,桨叶环量则采用涡面元法进行求解,两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模,包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比,先验证了旋翼气动力模型的准确性,在此基础上,以XH-59A直升机为研究对象,计算得到了0~80m/s速度下的配平特性结果,与飞行试验数据对比良好,验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。

壁湍流多尺度相干结构复涡黏模型的实验研究

在湍流相干结构动力学方程中,非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力的模型为涡黏性模型,即涡黏性系数乘以相干结构平均速度变形率的形式.基于非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力与相干结构速度变形率之间存在相位差的事实,在理论上提出了非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力复涡黏性模型的假设.应用热线测速技术,在低速风洞中对湍流边界层非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力与相干结构法向速度变形率之间的相位关系进行了实验测量.通过分析湍流相干结构猝发过程中非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力与相干结构速度变形率之间的相位关系,研究了相干结构雷诺应力分量与流向速度法向梯度之间的相位差沿湍流边界层法向的变化规律,肯定了湍流相干结构复涡黏性系数模型的合理性.

一种三次多项式湍黏性底边界层的流场分布

本文通过假定底边界层湍黏性的三次多项式参数化形式,基于简化的Navier–Stokes方程,并利用超几何方程的性质,推导出了湍流粗糙底边界层的速度解析解。同时,得到了底边界层内其他的动力参数,如底剪应力、Ekman传输、Ekman抽吸及近底部速度分布场,从理论上讨论了均匀混合底边界层特征量分布特征。通过数值结果分析,进一步得出底边界层的总速度、亏损速度及其剪应力受平均流的角频率和地球自转影响比较大;而底边界层的动力结构对于底边界层顶部粗糙度不敏感。该涡黏性模式从理论上丰富了底边界层涡黏性的形式,为底边界层的动力系统研究提供了借鉴和理论参考。

Taylor-Proudman定理下的Sullivan涡解

本研究讨论(大气)湍涡的动力和结构。在Taylor-Proudman定理下,强涡量受扰能整轴刚移产生强涡动黏性,使黏性力参与平衡,地转可被分离时可形成Sullivan涡解。定理所需约束条件使涡解常仅存于高涡量区,在扰动中因护刚区现象而呈涡带。涡的实际结构与2个参数定量相关并受判据函数制约。某些湍流结构及电磁波由此可定性和定量解释。

舰载直升机主动甲板着舰气动载荷特性

被动与主动流动控制可减小舰艇艉流强度,但直升机着舰甲板处仍存在明显回流现象,由此导致直升机气动载荷变化显著。提出了自动升降的舰艇主动甲板,建立基于格子玻尔兹曼方法 (LBM)的舰艇主动甲板流场分析方法,并结合单向耦合模型,嵌入旋翼黏性涡粒子法,研究直升机主动甲板着舰气动载荷特性。通过与SFS2舰艇流场试验、分离涡模拟(DES)方法、大涡模拟(LES)方法比较,验证了所建方法的准确性。随后研究主动甲板对舰艇流场和直升机着舰气动载荷的影响特性。结果表明:相比于标准SFS2舰艇,主动甲板有效抑制了直升机着舰甲板处回流,以及直升机旋翼拉力损失、滚转和俯仰力矩,最大降幅分别为21.6%、55.1%、74.6%。

火星六旋翼无人机旋翼气动外形稳健设计与优化

火星大气密度极低、热容小,致使火星的大气压和大气密度伴随着温度大幅度变化,具有较强的不确定性。针对单一大气密度进行旋翼确定性气动设计,可能导致旋翼在非设计点功耗大幅增加,影响火星无人机的正常使用。为了避免上述问题,本文从火星大气环境研究入手,建立火星大气密度概率分布模型。针对应用潜力更大的火星六旋翼无人机,采用黏性涡粒子方法建立火星大气环境下高置信度的旋翼精细化气动模型,并通过快速非支配排序遗传算法Ⅱ开展旋翼气动外形的稳健设计优化。设计得到的旋翼气动外形方案在面对火星大气密度变化时能保持较好的气动性能,且具备更强的稳健性,有利于火星六旋翼无人机在不同大气环境下执行更远距离、更长时间的火星探测任务。