摘要：如何抑制开式空腔内的气动噪声是航空研究领域的一个研究热点。采用非线性扰动方程和基于雷诺平均NS方程的湍流人工重构方法对空腔标模进行数值模拟,通过与风洞试验数据的对比,验证了该计算方法的可靠性。基于此,在空腔前缘上方采用不同几何形状的栅板措施,以此来改变空腔前缘的剪切层形态,对比分析其对空腔湍动能、速度型、声源、声压级分布及压力脉动频谱特性的影响,分析可得:仅改变剪切层的方向和强度并不能降低空腔中的声源强度,还需通过改变剪切层的稳定性来影响空腔中声源的分布及强弱,这样才能有效降低流激振荡效果。研究结果表明:采用被动控制措施改变剪切层形态能有效抑制空腔中的气动噪声,其具备一定的工程应用价值。

摘要：为了研究不可压缩剪切层入口对混合层空间发展的影响,通过实验手段,对流场不同站位的流向速度进行测量。对比不同状态以及不同入口速度型条件下各个站位的速度型,结果显示:入口速度型对剪切层空间发展状况起决定作用,相似的入口速度型,在剪切层充分混合之前,各个站位的速度型是相似的。入口速度型会影响混合层的充分发展状态,速度比或速度差会影响混合层中速度最小值,同时影响剪切层充分混合开始的位置。

摘要：在超声速自由旋涡气动窗口应用中,高能激光束实际上是透过超声速自由旋涡射流的剪切层输出的,激光束会受到剪切层的退化畸变。为了减少这种畸变,优化超声速剪切层光学性能,提出了超声速自由旋涡射流的压力匹配和折射率匹配剪切层的设计方法。提出了两种类型的折射率匹配剪切层的设计方法,讨论了其设计过程。这两种剪切层分别为按照某种比例混合的He/Ar混合气体作为自由旋涡射流的工作气体时的折射率匹配剪切层,以及选用加热到某个温度的干燥空气作为自由旋涡射流工作气体时的折射率匹配剪切层。

摘要：流体边界层的运动特性对管道能量交换系数变化有重要影响,基于时均分部对自激振荡腔室进行划分,分析脉冲射流剪切层中边界层的流速变化。以流体流速和努塞尔数表示壁面换热性能,并分析了自激振荡腔室出流管道剪切涡流演变规律。结合自激振荡腔室有限元模型,采用大涡模拟数值方法,分析截切层涡流的演变及其对换热的影响。计算得到不同自振腔出口管长与自振腔腔长的比值下热流道的边界层近壁面流速与努塞尔数。研究结果表明:剪切层射流在与壁面碰撞后生成回流涡,继续沿管道向下运动,并在下游管道继续运动过程中多次重复这一过程,破环边界层,在维持大尺度拟序涡结构的涡核稳定的基础下加强了管道换热效果;随着自振腔出口管长与自振腔腔长的比值的增大,壁面湍流的强度先增大后减小,当比值大于1.6时,湍流强度明显开始减小,比值在1.2~1.6范围内综合性能系数可提高12%~35.5%。

摘要：应用激光测速仪对后向台阶层流边界层分离产生的剪切层在再附前的发展进行了测量，得到了时均速度、湍流强度及剪切层厚度等的分布特性，并研究了来流湍流度对台阶后流场湍流强度分布及剪切层发展的影响．实验中发现台阶后有一个流速降低的区域。

摘要：双排开孔圆筒防波堤是基于圆筒、板式结构的一种复合式新型结构型式;基于不可压缩两相流模型建立三维数值波浪水槽,通过RNG k-ε湍流模型进行湍流封闭,并采用TruVOF方法捕捉自由液面,开展波浪与双排开孔圆筒防波堤相互作用数值模拟,探究相对排间距、开孔率对新型双排开孔圆筒防波堤消浪性能的影响,分析了后排开孔圆筒防波堤附近的复杂水动力现象和流动特性.结果表明,在本文研究工况范围内,沿程平均波高随相对排间距的增大先增大后减小,随开孔率的增大而增大,周期对沿程平均波高的影响没有明显规律;当B/D=9,e=23.11%时,新型双排开孔圆筒防波堤消浪效果最优,反射系数在0.4~0.46之间,透射系数在0.3~0.35之间,耗散系数在0.8~0.85之间;自由液面破碎、水气掺混、环状涡运动演化是新型双排开孔圆筒防波堤紊动耗能消波的主要原因;相对排间距会引起后排防波堤附近涡量分布以及剪切层形态的变化,从而导致不同的紊动特性,影响双排开孔圆筒防波堤消浪特性.研究结果可以为新型双排开孔圆筒防波堤工程设计与消浪机理研究提供理论支撑.

摘要：凹腔作为超燃冲压发动机的一种火焰稳定器受到广泛关注,凹腔剪切层与背景激波系的相互作用影响凹腔火焰稳定器的性能。为深入分析背景激波系对凹腔流动的影响,设计了长深比为13.3的闭式凹腔,将凹腔模型前缘激波和风洞上壁面干扰激波作为背景激波系,在Ma=2的直连式风洞中开展了背景激波系与凹腔剪切层的相互作用的试验,采用高速纹影系统对瞬态流场进行了捕捉,重点关注背景激波系和凹腔剪切层的动态变化特性。采用纹影序列的本征正交分解来研究流场中的主要相干结构,采用快速傅里叶变换和连续小波变换对流场的频率域特征进行了分析。结果表明:在背景激波与剪切层相互作用下,激波结构产生大尺度振荡,凹腔内流动结构产生小尺度脉动。通过对激波位置的傅里叶变换分析,发现激波振荡的主导频率集中在90~400Hz的范围内。通过对纹影图像的空间傅里叶变换分析,发现5kHz以下的流场振荡主要由激波振荡引起,5kHz以上的流场脉动主要由凹腔内流动结构引起。

摘要：襟翼侧缘噪声是飞机起降阶段机体噪声的重要噪声源。采用极大涡模拟对襟翼侧缘非定常流场进行数值模拟,分析其噪声产生机理.基于此,提出了两种襟翼侧缘修型方式,应用虚拟渗透面的Ffowcs Williams and Hawkings(FW-H)声比拟方法将修型构型的远场噪声频谱特性和指向性与基准构型对比分析,研究其降噪效果。通过流场和声场的数值模拟表明,襟翼侧缘噪声属于宽频噪声。不同的襟翼侧缘形状改变了流场形态、侧缘涡结构以及涡系的发展过程,进而对声源分布和远场噪声特性产生影响。结果表明:在给定的5°计算迎角下,两种襟翼侧缘修型方式在保证增升装置的原有升阻气动特性的前提下,能达到减小全场总声压级1~2 dB的降噪效果。

摘要：主动流动控制技术是21世纪最具发展潜力的航空航天技术之一,未来可以作为飞行器设计的一个新自由度.将主动流动控制技术应用于翼型流动分离控制,在基础研究与应用研究方面具有重要意义.鉴于周期性激励的能量效率高、应用方便,本文对周期性激励控制翼型流动分离的研究进行综述,介绍了评估参数,讨论了激励频率、强度、施加位置和雷诺数的影响.接着介绍了文献中提出的三个值得注意的方面:一是能量效率评估标准,可以指导对激励器和控制策略的选择;二是声学激励模态,在高频激励下发现扰动以声波为主,可能使流动分离恶化;三是阻力异常现象,在某种条件下发现有激励时形阻大于总阻的情况.最后梳理了下一步研究的重点方向.本文可为采用周期性激励进行流动分离控制提供参考.

摘要：为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.