矩形通道内纵向涡发生器作用下流场的PIV实验研究

利用PIV系统对矩形通道内布置纵向涡发生器时的二次流结构进行了测量,并与光通道的流动结构进行了比较.分析了组合翼、辅翼的布置位置和布置方式对流动结构的影响.实验结果表明,在光通道入口附近,由于地球自转作用空气产生整体旋转运动,随着流动的进行,旋涡强度减弱,最后形成多个小旋涡.与光通道相比,纵向涡发生器产生的旋涡强度及影...     

风力机翼型及叶片气动性能数值模拟

采用FLUENT数值计算方法模拟了NACA4412、NACA4418、FX60-126和NREL-S809四种常用风力机翼型和单位长度平板叶片以及单位长度实际叶片.通过数值计算所得4种翼型的升阻力系数曲线与实验数据的对比,验证了计算模型和计算方法的准确性,在此基础上分析了翼型和平板叶片随攻角变化的流场分布规律以及实际叶片的三维气动特性,数值模拟结果显示三维平板叶片在失速攻角附近气流展向流动较明显,三维实际叶片旋转时气流展向流动产生了三维涡体,更准确地反映了实际叶片的气动特性.     

弯曲叶片降低能量损失的涡动力学机制

采用实验与数值模拟相结合的手段，从涡动力学的角度阐述了弯叶片降低能量损失的机理，研究了在不同攻角，不同出口马赫数，不同弯角条件下涡轮叶栅流场内主要旋涡的生成与发展，并通过与直叶栅的对比，研究了叶片弯曲对马蹄涡起始分离点位置及对通道涡位置强度的影响，从截面涡结构入手，分析了叶片弯曲这种边界条件的改变方式对通道涡稳定性的影响，通过分析在不同气动条件下通道涡对损失贡献的差异指出了在通道涡强度与尺度较大的叶栅，叶片弯曲不但会直接通过改变通道涡的强度，减少通道涡本身的损失来影响损失的大小，同时也会通过对通道涡位置的改变来影响损失的分布与大小。     

带挑臂箱梁竖向涡振特性风洞试验研究

基于1∶50节段模型风洞试验,对均匀流场中两个带挑臂箱梁的竖向涡振特性进行研究。在试验中设置不同的攻角和阻尼比,分析攻角和阻尼比对这类断面涡振振幅及涡振风速区间的影响,并对一些特殊现象进行了解释。结果表明,两个模型均在大攻角低阻尼比下出现了双竖向涡振区现象,攻角和阻尼比的不同对主梁涡振特性影响较大。结合GVPO模型,采用最小二乘法分析得出这类断面的Sc-η可近似为线性关系。最后,引入《公路桥梁抗风设计规范》以及英国BS5400规范对主梁的涡振进行评价。     

纵向涡发生器攻角对翅片传热性能的影响

为了提高翅片式换热器的强化传热性能,对不同攻角的纵向涡发生器的翅片区域进行了研究.采用流体仿真软件FLUENT对发生器的翅片区域建立六面体网格模型,对不同攻角的纵向涡发生器的努塞尔数、阻力因子、综合性能分别进行数值分析和对比.结果显示:随着纵向涡发生器的攻角增加,纵向涡翅片的努塞尔数增强的越来越明显,其中纵向涡发生器攻角为45°的翅片努塞尔数最大;同时随着纵向涡发生器的攻角增加,阻力因子也随之增加;带纵向涡发生器的翅片的传热效果强于不带纵向涡发生器的翅片;通过比较综合评价因子,攻角为45°的纵向涡翅片在雷诺数为2000~6000内,综合性能最好.     

大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响

为探究大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响,对寸滩长江大桥主梁进行了风洞试验。应用Matlab软件模拟桥面粗糙度变化范围,根据模拟结果选取对应的砂纸在试验中模拟桥面粗糙度,分析了攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振区间及幅值的影响。试验研究表明:在大攻角下扁平钢箱梁的涡振振幅和范围明显增大,对桥址位于山区等容易发生大风攻角的地区的桥梁应进行大攻角试验。扁平钢箱梁的涡振响应随着桥面粗糙度增大而减小。正攻角范围内,桥面粗糙度对涡振响应的影响随着攻角减小而增大。桥面粗糙度发生变化时,扭转涡振响应更加敏感,变化幅度大于竖向涡振响应变化幅度。     

涡发生器对风力机翼型绕流场的影响研究

为了研究涡发生器对风力机专用翼型气动性能的影响,采用数值模拟的方法对带涡发生器风力机的翼型进行了数值计算.首先对具有试验数据的带涡发生器翼型进行了数值计算,验证了计算方法的可行性;然后采用该计算设置对所要研究的风力机翼型在多个攻角下的情况进行了计算.结果表明:在小攻角下当翼型未发生流动分离时,涡发生器可能使翼型升阻比降低;当攻角增大,翼型发生流动分离时,涡发生器可以有效推迟流动分离,增大失速攻角,提高升阻比.     

基于DDES的离心泵蜗壳内部涡动力学研究

为研究离心泵蜗壳内部涡结构、涡演化的过程,基于DDES湍流模型和涡动力学的涡量对离心泵多工况下的旋涡运动进行非定常数值模拟。研究表明:对比外特性数值预测和试验数据,两者差值在允许的范围内,表明延迟分离涡方法的可靠性;对比涡量云图,DDES湍流模型较RNGk-ε湍流模型能清晰地看到由大旋涡破裂而成的小旋涡,能更好地模拟精细流场结构;蜗壳内的旋涡主要集中在进口和隔舌附近,旋涡随着流体一起运动,在运动的过程中,大旋涡破裂为许多小旋涡,同时涡量逐渐减小;随着流量的增加,流道内旋涡的分布范围逐渐减少,同时涡量也逐渐减小;在蜗壳第三断面处,沿径向取3个压力脉动监测点,发现随着直径的增大,压力脉动幅度逐渐减弱,同时隔舌位置的压力脉动远大于蜗壳其他位置。     

矩形平板涡街分布特性分析

基于有限体积法数值求解Navier-Stokes方程,分析了二维矩形平板的旋涡分布规律及斯特罗哈数特性与平板长宽比和雷诺数的关系,并探讨了平板升力系数变化规律。研究表明,层流状态下平板斯特罗哈数及平板附着涡分布与雷诺数和平板长宽比密切相关。当雷诺数为200时,斯特罗哈数随着平板长宽比的增加呈线性规律变化,平板两侧仅有两个附着涡;但当雷诺数为300时,平板附着涡数量取决于长宽比,而斯特罗哈数则呈跳跃性规律变化;结合Realiza-ble k-ε模型进行的湍流条件下的数值计算则表明高雷诺数下的平板两侧没有明显的附着涡产生,而斯特罗哈数则以长宽比8为分界点表现出不同的变化趋势。     

具有自由面的旋转抛物面浅水中涡旋结构的实验研究

在具有自由面的旋转抛物面浅水中成功地观察到了涡旋的生成、漂移和演变过程,所有长寿命非扩展涡旋都是反气旋，不存在单个长寿命气旋涡,实验中还发现包含在涡中的粒子随涡一起运动，形成一种稳定结构。     

大攻角机翼定常、非定常流涡格法的研究

本文用非线性涡格法计算了复杂机翼大攻角分离流定常、非定常气动力,详细地研究了影响该方法的几个主要参数如:前缘分离涡的起点位置,离体涡位置迭代过程中施加的δ松驰因子、计算中须考虑的离体涡长度等等。对于出现部份前缘分离的带边条的机翼,用其非定常的涡格法处理了这一情况,并通过压缩性修正,使方法能计算亚音速大攻角定常气动力。大量算例结果表明本文所得的结果与实验值是一致的。     

具有自由面的旋转抛物面浅水中涡旋结构的实验研究

在具有自由面的旋转抛物面浅水中成功地观察到了涡旋的生成，漂移和演变过程。所有长寿命非扩展涡旋都是反气旋，不存在单个长寿命气旋涡，实验中还发现包含在涡中的粒子随涡一直运动，形成一种稳定结构。     

激光—超声旋涡测量方法研究

激光－超声方法是通过测量由流动引起的超声脉冲信号在两束或更多来激光之间传递的时间差实现旋涡场测量的。该方法的一个显著特点是无需在流场中注入粒子,可以对流场中任何一点（包括涡核处）进行准确测量。适合研究旋涡的破裂和稳定性问题,获得有关旋涡场的速度、涡量及环量分布。对函道风扇流场的测量结果表明,该方法可以准确获得流场的速度分布,给出流场的旋转结构。     

涡激振动小圆柱对翼型气动力影响的数值研究

在大攻角来流时,翼型吸力面气流常产生流动分离现象,使翼型气动性能恶化。针对大攻角情况下的流动分离现象,本文在翼型前缘加入控制柱,通过数值仿真探究发生涡激振动的小圆柱对于翼型气动力的影响。基于计算流体力学、结构动力学和嵌套网格技术,本文建立了二维流固耦合模型。以NACA0012翼型为例,对翼型前缘设置涡激振动圆柱的流场情况进行模拟,并且对比了静止圆柱与振动圆柱情况下的流场变化。通过流线图和涡量云图分析了小圆柱流动控制的机理。仿真结果表明：设置静止小圆柱可以提高大攻角下的翼型升阻比,使小圆柱产生涡激振动之后,能够进一步有效地提高大攻角下的翼型升阻比50%以上。涡激振动小圆柱的引入在大攻角条件下对提升翼型升阻比具有显著效果,为改善翼型气动性能提供了一种有效的流动控制手段。     

立轴旋涡涡核半径的研究

涡核半径是旋涡流场中切向速度最大位置对应的半径.由于旋涡运动的复杂性,通过测量全流场的切向速度来确定涡核半径的难度较大,而其它的确定方法也存在一定差异.通过一个易于确定的特征参数--旋涡水面线最大曲率点到中轴线的距离,来间接计算涡核半径的方法.论证了该参数与涡核半径之间存在着一个十次隐式方程的关系,讨论了关系式解的唯一性,并根据计算结果绘制了两者之间的无量纲关系曲线.对不同试验测量的旋涡水面线,采用本方法计算了涡核半径.     

进水口前立轴旋涡的数值模拟及消涡措施分析

原设计方案试验发现溢洪道进口产生串通旋涡,为消除有害旋涡,在环形堰口对称布置3个防涡墩,结果表明消涡效果良好,可有效降低堰上水位,增大流量系数。采用RNG k-ε紊流模型对有无防涡墩两种情况进行模拟,再现了漏斗状吸气旋涡,计算结果与测量数据吻合良好,验证了旋涡模拟的可行性。从环量的角度分析了防涡墩的消涡作用,发现旋涡的形成存在一个环量随时间递增的过程,而防涡墩的设置可大幅度减小水流环量。对旋涡稳定时水面环量和涡量的变化规律也进行了分析,随着半径的增大,环量相应增大,涡量则减小。     

中压低温透平膨胀机膨胀端三维数值模拟

采用CFD方法对某型号中压低温透平膨胀机膨胀端进行整机全周数值模拟,全面考虑了进气蜗壳、叶顶间隙气封、轮背气封和轴封等细节结构对膨胀端气动性能和流场的影响.研究结果表明:进气蜗壳的几何形状是造成喷嘴进口气流沿叶高方向分布不均匀的主要原因;轮背气封、叶顶气封和轴封内存在明显的旋涡流动,且叶顶气封是典型的后台阶流动,齿封内和台阶后旋涡涡轴方向相反;喷嘴和叶轮之间过小的间隙导致气流在喷嘴压力面一侧形成激波,激波/附面层干扰使叶片和下端壁附面层同时分离,在上、下端壁角区各形成一个弯曲的涡管,最后终止于动静交界面.     

截面涡结构的描述方法及其在叶栅流场中的应用

基于微分方程定性分析理论，并通过对与涡轴垂直和斜交截面上旋涡结构关联式的研究，给出了在与涡轴斜交的截面上描述旋涡速度矢量的原则。遵循此原则，可保证在与涡轴斜交的截面上，所得到的旋涡与流场中交际旋涡在涡结构与旋涡存在性两方面的一致性。将直角坐标系下截面涡结构的判别准则，发展为适合描述叶轮机内部旋涡结构的任意曲线坐标系下的截面涡结构。通过数值模拟简要分析了通道涡拓扑结构的演化。     

旋转弹攻角测试的特征值神经网络算法

对应用于旋转弹攻角测试的嵌入式大气数据传感(FADS)算法进行了分析.经加噪数据仿真检验,表明FADS算法解算得到的攻角误差与压力误差为线性关系;以空气动力学模型为基础,使用压力数据构建了具有非时变稳定性的两个特征值,仅与攻角、马赫数有关;选取不同攻角、马赫数组合状态下的特征值作为神经网络的训练样本,应用同样的加噪数据仿真检验,表明基于特征值的神经网络算法的抗干扰特性优于FADS算法;用风洞试验数据进行攻角解算,表明神经网络算法得到的攻角没有跳变现象,比FADS算法误差更小,具有更好的抗干扰性.     

数值模拟圆柱绕汉旋涡生成,分离及演化

本文应用有限差分方法求解涡量－流函数形式的Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了圆柱瞬时起动后流动分离，旋涡生成、脱落以及随时间推进涡街产生和长期非定常演化过程，包括对称涡的生成，二次涡形成的α结构及卡门涡街等。