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2017年  第2卷  第3期

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矢量气动声学的理论研究进展及应用
毛义军, 徐辰
2017, 2(3): 1-4. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.001
72 6
摘要:
气动声学的声比拟理论以密度、声压等标量为波动算子变量，建立非齐次波动方程，描述流体运动及与边界作用诱发声音的辐射，但标量无法直接描述声能量的传播过程和途径.在流体力学研究中，标量用于描述当前当地的物质状态，而矢量用于描述质量和能量的传输.借鉴上述思想，开展了矢量气动声学的研究，概述矢量气动声学的理论研究进展及应用，主要包括：（1）以声粒子速度为变量，采用声比拟理论的思想直接从Navier-Stokes方程出发推导建立了气动声学的矢量波动方程及两种频域解；（2）综合利用声压和声粒子速度的积分解，直接求解声源周围的瞬时和有功声强矢量场，直观显示声能量的传播途径，应用于旋转声源辐射声能量的传播分析，揭示了亚音速旋转声源辐射声能量的3种传播模式：螺旋模式、声学黑洞模式和R-A模式；（3）采用球谐级数展开方法建立旋转点/紧凑声源辐射噪声的声压和声粒子速度的频域解析解，在此基础上推导了声功率谱的频域解析解，建立了识别旋转叶片声源在空间域和频域分布特征的方法；（4）综合利用矢量气动声学方法和等效源方法，显示声源和散射边界周围声强矢量场的分布特征和能量传播途径，直接揭示了阻抗边界主要的吸声位置以及直接计算得到阻抗边界的吸收声功率.
一种数据驱动的翼型流动转捩预测方法
王绍楠, 韩忠华, 宋文萍
2017, 2(3): 5-16. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.002
71 6
摘要:
研究翼型绕流的转捩预测方法，对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的准确计算以及精细化设计均具有十分重要的意义.采用动模态分解（dynamic mode decomposition，DMD）代替线性稳定性理论（linear stability theory，LST）与eN方法结合，不需要求解稳定性方程，成为一种数据驱动的翼型边界层转捩预测新方法，称为DMD/eN方法.在原有方法的基础上，改进了DMD网格线生成方法和扰动放大N因子的积分策略，并将RANS求解器与改进的DMD/eN方法进行耦合，实现了翼型定常绕流转捩预测自动化.采用该方法对LSC72613跨声速自然层流翼型以及NLF0416低速自然层流翼型在不同攻角下的绕流进行转捩预测，转捩点计算结果均与实验值和LST/eN方法吻合良好.该方法计算得到的N值增长曲线与LST/eN方法的包络线也较为吻合，进一步验证了积分策略的正确性.改进的DMD/eN方法可作为自然层流翼型设计的新的有力工具.
Reynolds数22 000的孤立方柱绕流的大涡模拟
李真子, 林自城, 高志栋, 叶建
2017, 2(3): 17-23. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.003
63 3
摘要:
方柱绕流是典型的钝体绕流问题，蕴含了丰富的流体力学现象，对这类流动的准确预测面临着诸多挑战.采用自主发展的大涡模拟程序，对来流Mach数M=0.3，Reynolds数ReD=22 000的绕孤立方柱流动进行了细致模拟，亚格子模型使用动力涡黏模型.对计算结果的分析表明，大涡模拟所得的平均流场及Reynolds应力分布与已有实验数据和直接数值模拟结果均吻合较好，验证了预测结果的可靠性；在此基础上对瞬态流场进行了研究，展示了计算条件下方柱绕流分离转捩及尾迹区旋涡交替脱落形成Karman涡街的全过程，为更细致的流动机理探索奠定了基础.
新型可压缩尺度在跨声速流动中的应用
陈大帅, 徐晶磊, 宋友富
2017, 2(3): 24-32. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.004
61 2
摘要:
基于von Karman长度尺度和新型Reynolds应力本构关系对k-ε湍流模型重构，将k方程封闭，采用代数形式对湍流耗散项进行模化.在KDO（kinetic dependent only）模型的基础上，引入可压缩von Karman长度尺度，得到一种适用于复杂可压缩流动的新型湍流模型CKDO（compressible kinetic dependent only），在CKDO模型中没有任何经验系数，仅有两个来自边界层精细化标定的可调参数.对RAE2822翼型、轴对称圆筒管道凸起流动、ONERA-M6机翼跨声速流动等算例进行数值计算，结果显示CKDO湍流模型对上述算例流场的压力系数模拟结果与实验值吻合较好，表明CKDO模型能够对跨声速流场进行较为准确的模拟.
 
基于POD的受激励后向台阶分离流低阶模型
李卓越, 白宏磊, 高南
2017, 2(3): 33-43. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.005
105 5
摘要:
在对后向台阶流场进行合成射流激励并研究不同激励频率对流场发展影响的过程中，发现流场在低频激励条件下与中高频条件下表现完全不同.为了详细分析这一现象，使用本征正交分解法（proper orthogonal decomposition，POD）将由PIV方法测得的流速分布数据进行分解，采用相位平均手段对含湍流动能较大的主要模态间的关系进行分析，并使用主要模态对流场的主要运动形式进行还原.结果表明，流场在各条件下的主要运动形式均可用少量低阶模态加以基本概括，低频激励下低阶模态相图近似于Lissajous图形，并描述了剪切层在激励作用下的摆动过程.
串列扑翼间前缘涡在不同间距下对平均推力的影响
贾博博, 宫武旗
2017, 2(3): 44-53. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.006
57 4
摘要:
利用压力传感器测量扑翼的瞬时力，利用数字粒子测速仪（digital particle image velocimetry，DPIV）系统测量扑翼的前缘涡以及周围的流场，来揭示前缘涡在不同间距下对扑翼平均推力的影响.实验在一个低Reynolds数循环水洞中进行，两串列扑翼均做二维正弦平动.在固定的相位差下，当间距增加时，后翅前缘涡对前翅的影响具有相似性，均提高或者均降低前翅的平均推力.前翅平均推力的提高是由于后翅的前缘涡提高了前翅尾部的射流速度以及有效攻角.随着间距的增加，后翅前缘涡对前翅的影响急剧下降，使得前翅的平均推力快速接近于单翼值.在固定的相位差下，当间距增加时，前翅的脱落涡对后翅的影响变化非常大，后翅的平均推力可能先升高后降低，这是因为间距改变了前翅脱落涡作用于后翅的时间点.当前翅脱落涡遇到后翅，并且和后翅的前缘涡有相同的旋转方向时，前翅的脱落涡会抑制后翅前缘涡的形成，并且后翅的有效攻角减小，其平均推力降低.如果这两个涡的旋转方向相反，那么后翅有效攻角就会增大，平均推力值就会提高.
超声速气膜气动光学效应与Reynolds数相互关系实验研究
丁浩林, 易仕和, 吴宇阳, 张锋, 付佳, 葛勇
2017, 2(3): 54-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.03.007
196 5
摘要:
目前，随着相关项目研究的不断推进，如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台，模拟的单位Reynolds数可以在7.2×106~2.2×108 m-1范围内变化.搭建的基于背景纹影（background oriented schlieren，BOS）的波前测试系统可以达到6 ns的时间分辨率.此系统测量的平凸透镜波前结果表明：实验测量结果与理论计算结果的误差在±4%以内.通过测量9种不同Reynolds数下的超声速气膜瞬态波前数据，分析结果表明：在高Reynolds数条件下，Reynolds数对于超声速气膜气动光学效应的影响比较明显，通过对实验数据进行函数拟合发现OPDrms∝Re0.88，与推导结果OPDrms∝Re0.9十分接近；利用小波分析方法研究了高Reynolds数条件下气动光学效应沿流向的分布特征，发现OPDrms的低频部分（信号的主体）先降低后升高，但是高频部分的震荡幅度先升后降.分析认为OPDrms的低频部分主要受到流场整体结构的影响，而高频部分更多地受到涡的空间分布影响.

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