大湍流度高雷诺数时并列双圆柱的平均和脉动压力分布

本文通过风洞实验研究了来流湍流度,Iu=10％雷诺数分别为Re=1.95×10~9和Re=6.5×10~5时单个圆柱和不同间距比下并列双圆柱的平均和脉动压力分布。结果表明:在Re=1.95×10~5时单个圆柱的平均压力分布类似于低湍流度高超临界雷诺数时的压力分布;当雷诺数增大至6.5×10~5时,绕圆柱表面流动的分离点前移和背压绝对值提高,总的阻力系数随之增加。并列双圆柱的间距比变化对圆柱表面压力分布影响很大,在极小间距比(N/d=1.05)时,双圆柱间的缝隙流使附近柱面产生高达-5的压力系数峰值(Re=6.5×10~5),同时脉动压力也大为增加;在较小间距比时(1.5     

一种新型转捩技术在跨音速风洞中的应用

针对传统金刚砂粗糙带在跨音速增压风洞实验中易脱落、随机误差大等问题,设计一种新型斑点型粗糙带,解决了大动压条件下,在模型表面实现固定转捩的问题。应用萘升华流动显示技术,分析了固定转捩和自由转捩条件下边界层变化情况;由测力实验得到GBM-01(AGARD-B)标准模型不同Ma数下的气动特性, 并与国外大风洞实验数据进行了比较。实验结果表明：新型斑点型粗糙带能够将层流边界层转变为湍流边界层,可以获得具有高雷诺数特点的数据,且强度高,是一种具有广阔应用前景的新型转捩技术。     

不同雷诺数下二维椭圆柱绕流的数值模拟研究

利用计算流体力学软件Fluent对不同雷诺数(Re=100,3900,3.5×10~6)下二维椭圆柱绕流进行了数值模拟研究,分析了不同轴长比(2b/2a=cosθ,θ=0°,15°,30°,45°,60°)下椭圆柱绕流的特性。通过对比尾部涡流情况、升力系数C_L、阻力系数C_D以及斯特劳哈尔数St初步发现:由于椭圆形截面偏流线型的特点,在三种雷诺数下随着θ的增大椭圆柱绕流尾涡强度减小,流场的变化使圆柱表面的压力系数减小,最终导致圆柱的升力系数幅值与阻力系数均值减小。而斯特劳哈尔数St在三种雷诺数下的变化不同,随着θ的增大,层流雷诺数(Re=100)下St值减小;亚临界雷诺数(Re=3900)下St值在45°处轻微上扬,在60°处明显减小;超临界雷诺数(Re=3.5×10~6)下St值增大。     

高雷诺数下多柱绕流特性研究

采用改进的延迟分离涡方法数值模拟了高雷诺数下的柱体绕流,包括单圆柱绕流、单方柱绕流、串列双圆柱绕流和串列双方柱绕流,研究了不同雷诺数下圆柱绕流与方柱绕流的水动力特性.计算结果与实验数据及其他文献的数值计算结果吻合良好,研究表明,单方柱绕流在2.0×10~3Re1.0×10~7范围内未出现类似于单圆柱绕流的阻力危机现象,其平均阻力系数C_d、升力系数均方根C'_1及斯特劳哈尔数S t维持在一定范围内波动.串列双圆柱绕流与串列双方柱绕流中,均选取L/D=2.0,2.5,3.0,3.5和4.0这五中间距比进行计算.串列双圆柱绕流中,当Re=2.2×10~4时,在3.0L/D3.5内存在一临界间距比(L_c/D)使得L_c/D前后上下游圆柱的升阻力系数发生跳跃性变化,且当L/DL_c/D时,下游圆柱的阻力系数为负数.而当Re=3.0×10~6时,则不存在临界间距比,且下游圆柱的阻力系数始终为正数.串列双方柱绕流在Re=1.6×10~4和Re=1.0×10~6两种工况下的临界间距比分别处于3.0L/D3.5和3.5L/D4.0区间内,且当L/DL_c/D时,两个雷诺数下的下游方柱阻力系数均为负数.     

超高雷诺数下矩形截面气动特性研究

为研究工程常见的超高雷诺数下矩形柱流场特性和气动特性,以常见的起重机单箱梁截面(梁高h=1m,雷诺数Re=6.85×105)为例,采用雷诺平均RANS Realizable k-ε方法,对中等湍流强度来流下矩形柱绕流进行数值模拟。首先进行网格无关性验证,然后选取宽高比为0.6、0.8、1.0、1.5、2.0共5组不同截面的矩形柱结构进行流场分析与研究。通过对比不同宽高比柱体截面周围的气动特性参数,以及尾流区的尾涡、回流参数等特征量表明:阻力系数、平均背压系数、升力系数均方根、斯托罗哈数等均随着宽高比增大而降低,尾涡宽度和距离随着宽高比增大而减小,回流长度和最大回流速度随宽高比增大而增大。同时,通过与相关雷诺数(Re=104～105)的风洞实验和仿真结果进行对比,发现其在数值上和参考值相差很小,说明高雷诺数对绕流参数的影响很小,可为相关工程设计提供参考。     

基于温敏光纤的边界层转捩测量技术研究

利用LUNA公司的ODi SI-B光纤分布式传感系统,开展基于温敏光纤的高精度转捩测量技术研究。试验在NF-3低速风洞中进行。在钢架木质OA309旋翼翼型模型展向中剖面沿弦向开槽埋入电热丝及温敏光纤,用ODi SI-B光纤分布式传感系统测量翼型表面弦向温度分布,按照模型表面温度变化进行边界层转捩判断。通过牛顿冷却公式推导出换热系数比,并根据换热系数比的阶跃来判断转捩位置。结果表明:电热丝与光纤间距的不均匀会导致加热不均匀,进而影响转捩判断;在一定迎角范围下,无论是层流区域还是湍流区域内,温度下降量线重合,换热系数比曲线也重合;转捩区发生从层流线到湍流线跳跃的规律,可以用于边界层转捩判断;可以实现毫米级空间准度的转捩位置测量,得到的转捩位置结果与已有文献的结果一致,转捩判断结果随迎角和雷诺数的变化也符合气动规律。     

两不等直径圆柱高雷诺数时均风力场的数值模拟

圆柱间气动干扰研究具有重要的理论和现实意义.尽管国内外开展了圆柱组合风效应的风洞试验研究,但主要针对等直径圆柱,并且雷诺数多为10~5以下.考虑到工程结构风场的高雷诺数特征,采用数值模拟方法,模拟两不等直径圆柱在串列、并列及交错排列下的高雷诺数(Re=4.5×10~5)时均绕流场.通过改变组合的间距和风向,分析探讨两柱阻力、升力及总风力的变化规律.     

WIND TUNNEL FREE-FLIGHT TEST WITH BIPLANAR OPTICAL SYSTEM ON THE SPINNING BLUNT CONE

在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验, 对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进 行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统, 实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录, 实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据, 对双平面数据辨识方法进行了研究, 进而获得了模型的静、动导数系数, 给出了判断模型运动稳定性的判据.     

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析.本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法.升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘.这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置.由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象.     

串列双方柱体流体动力载荷研究

本文通过流动显示,热线测频和流体动载荷测量在水槽中研究了绕经不同柱间距比S/D(S为双柱间距,D为柱体截面宽)串列双方柱体流动特性。实验雷诺数为Re=6×10~3,柱间距比0.5≤S/D≤10实验测量了涡脱落频率、时间平均阻力、动态阻力和动态升力。通过实验结果综合分析给出临界柱间距范围2.5≤(S/D)_(cr)≤3.0,并将串列双方柱流动随柱间距的变化划分为二种流态区。在临界柱间距,作用于双柱体的流体载荷、涡脱落频率以及流谱都发生跃变。文中分析讨论了两个流态区的特性以及在临界柱间距出现的双稳态特性。     

SCALE ADAPTIVE SIMULATION OF FLOWS AROUND A CIRCULAR CYLINDER AT HIGH SUB-CRITICAL REYNOLDS NUMBER

借助γ-Re_θ转捩模型,实现了高亚临界雷诺数（Re=1.4×10⁵）下圆柱层流分离流动的尺度自适应模拟.统计平均结果表明数值计算和实验测量较为接近,尤其在圆柱后半段的分离区中,压力系数和实验符合得很好,误差主要源于分离点预测的不准确. 瞬态流动则显示,层流分离的剪切层中出现了展向不稳定,且在向下游的输运过程中不断增强,最后转捩为完全湍流. 在湍流分离模拟中,由于缺乏剪切层失稳的非定常性,SST-SAS 模型的尺度分辨能力变弱,因此在分离区以及下游尾迹中求解出的湍流尺度要明显较层流分离时大.     

k-ω-γ模式对转捩影响因素的预测性能研究

高超声速边界层转捩的准确预测对飞行器的防热、减阻至关重要,而影响高超声速边界层转捩的因素众多.从模式角度出发研究边界层转捩的影响因素,采用k-ω-γ 转捩模式对5°圆锥的边界层转捩进行了数值分析,计算了不同头部钝度、来流雷诺数和湍流度情况下的边界层转捩,并与实验结果进行了对比. 研究结果表明:k-ω-γ 转捩模式基本能够反映头部钝度、来流雷诺数、来流湍流度对高超声速圆锥边界层转捩的影响规律,但对转捩后的热流峰值预测不准;从模式构造角度分析发现,雷诺数越高或头部钝度越小,层流区边界层越薄,k-ω-γ 转捩模式中第一、第二模态时间尺度增大,因此转捩起始位置提前;来流湍流度越大,等效脉动动能初值越大,导致层流区发展过程中等效脉动动能越大,因此转捩易于发生.      

Characteristics of laminar-turbulent boundary layer transition on a cone

The effect of the unit Reynolds number and the Mach number on the transition on a slender circular cone is experimentally investigated. The perturbation spectra in the boundary layer on the cone are measured. It is shown that the location of the transition is determined by the perturbation level at the frequencies causing transition.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 6, pp. 23–27, November–December, 1985.     

剪切流下发生涡激振动的柔性立管阻力特性研究

利用缩尺模型试验的方法研究了线性剪切流下涡激振动发生时柔性立管的阻力特性.文中基于光纤光栅应变传感器测得的模型应变信息,采用梁复杂弯曲理论计算了立管的平均阻力,继而分析了阻力系数沿管长方向和雷诺数的分布特性以及涡激振动对阻力系数的放大效应,并提出了用于估算柔性立管发生涡激振动时阻力系数的经验公式.结果表明:涡激振动对阻力系数有放大效应,使得立管局部阻力系数高达3.2;平均阻力系数在1.0×104到1.2×105的雷诺数区间内的值为1.3~2.0,并随雷诺数的增大而减小.本文提出的经验公式可准确估算高雷诺数下涡激振动发生时柔性立管的阻力系数,此经验公式考虑了流速、涡激振动主导模态以及主导频率对阻力系数的影响.      

MOLECULAR SIMULATION OF DRIVEN CAVITY FLOWS WITH HIGH REYNOLDS NUMBER

采用扩散信息保存(diffusive information preservation,D-IP)方法计算了雷诺数为10²~10⁴的二维方腔流动. D-IP方法是一种基于扩散运动观点的分子模拟方法, 克服了经典直接模拟蒙特卡罗方法对于时间步长和网格大小的严格限制.在计算中, D-IP方法的时间步长和网格大小分别为分子平均碰撞时间和平均自由程的几十倍乃至几百倍, 所得到的方腔流线分布和旋涡的精细结构, 均与Navier-Stokes方程数值解相符.     

非定常空化流动涡旋运动及其流体动力特性

采用大涡模拟方法对绕水翼云状空化的水动力特性和非定常流场结构进行研究. 基于实验结果对数值方法进行验证,分析空化与流场内部涡旋结构之间的相互作用以及对水翼动力特性的影响. 研究结果表明:大涡模拟方法可以准确模拟绕水翼流动的非定常过程. 在无空化条件下,升阻力系数存在斯特劳哈数St = 0.85 的主频波动,这是由水翼尾部涡旋结构的发展脱落引起的;在云状空化条件下,升阻力系数存在St = 0.34 的高能量密度低频波动,这是由大规模云状空泡团的发展和脱落引起的;云状空化阶段的升阻力系数在St = 0.5~1.5 的范围内都存在较高的波动,这是由于空化现象对水翼尾缘涡旋结构的发展和脱落产生影响,在不同发展阶段,空化现象不同程度地降低尾缘涡旋结构脱落频率.      

An investigation of turbulent developing flow at the entrance to a smooth pipe

An attempt is made to explain the flow regimes at the entry region of a pipe. Developing turbulent flow was examined and three theoretical models were evolved to explain the three most important regimes: the region of flat plate flow, the region of transition from flat plate to pipe flow, and the region of boundary layer interaction. The model for the flat plate flow was based on the velocity power law but experimental data showed that the exponent was not constant as generally assumed. There was good agreement between the theoretical models and the experimental data for the boundary layer development.

A simple empirical formula was obtained from which it is possible to predict the length of the entry region. The onset of the increase in turbulence intensity at the core, which marks the start of transition from flat plate flow to pipe flow, seems to occur at a particular Reynolds number, based on distance into pipe, of about 3.15×10⁶. This figure may vary with inlet flow condition.     

Effusing core at the center of A potential vortex

Experiments were carried out to measure the base pressure distribution of a flow field induced by a potential vortex with its axis normal to a stationary disk. The center base pressure coefficient of the vortex, C₀(0), was found to be proportional to Reynolds number from Re = 2.0 × 10³ to Re > 2.5 × 10⁴, where Re is based on the disk radius and azimuthal velocity at the disk edge. This behavior of C₀(0) is at variance with the experimental results of Phillips (Phys. Fluids, 27, 2215, 1984) and Khoo (M. Eng. Thesis, Natl. Univ. Singapore, 1984), which showed vastly different trends depending on Re. Plausible reasons are suggested for the apparent discrepancies observed. Finally, the extent of the effusing core at the center, r₁ (taken to be the radial position where departure from the outer potential flow took place), was found to be proportional to Re^−1/2 for all Re values considered.     

Critical transition Reynolds number for plane channel flow

The determination of the critical transition Reynolds number is of practical importance for some engineering problems. However, it is not available with the current theoretical method, and has to rely on experiments. For supersonic/hypersonic boundary layer flows, the experimental method for determination is not feasible either. Therefore,in this paper, a numerical method for the determination of the critical transition Reynolds number for an incompressible plane channel flow is proposed. It is basically aimed to test the feasibility of the method. The proposed method is extended to determine the critical Reynolds number of the supersonic/hypersonic boundary layer flow in the subsequent papers.     

低压涡轮内部流动及其气动设计研究进展

随着高空无人飞行器研究的不断升温, 高空低雷诺数条件下动力装置的研究越来越受到人们的重视.结合近年来国内外相关领域的研究工作, 对低雷诺数低压涡轮内部复杂流动机理的研究进展进行了介绍, 包括低雷诺数情况下低压涡轮内部非定常流动的特点, 叶片边界层分离及转捩现象机理, 上游周期性尾迹与下游叶片边界层相互作用机理等. 在此基础上给出了适合低雷诺数条件的低压涡轮气动设计方法:尾迹通过与边界层的相互作用, 能够抑制分离, 进而减小叶型损失, 在气动设计中有效引入非定常效应可以大幅度提高低压涡轮的气动负荷或降低气动损失, 最终达到提高性能的目的;数值及实验结果验证了这种设计方法的有效性.