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INVESTIG ATIONS OF WAKE FLOWS OF A FLAT PLATE IN STEADY, OSCILLATORY AND COMBINED FLOWS
1
《Acta Mechanica Sinica》 SCIE EI CAS CSCD 1991年第1期21-30,共10页
Numerical study on near wake flows of a flat plate in three kinds of oncoming flows is made by using the discrete vortex model and improved vorticity creation method. For steady oncoming flow, both gross and detailed ... Numerical study on near wake flows of a flat plate in three kinds of oncoming flows is made by using the discrete vortex model and improved vorticity creation method. For steady oncoming flow, both gross and detailed features of the wake flow are calculated and discussed. Then, in harmonic oscillatory oncoming flow two different wake flow patterns with K_c=2,4 and 10 are obtained respectively. Our results present a new wake flow pattern for low K_c numbers (K_c<5) describing vortex shedding, pairing and moving in a period of the oscillatory flow starting from rest. The calculated drag and inertia force coefficients are closer to experimental data from the U-tube than the previous results of vortex simulation. For in-line combined oncoming flow the vortex lock-in and dynamic characteristics are simulated. The results are shown to be in good agreement with experiments. 展开更多
关键词 vortex wake flat plate oscillatory flow in-line combined flow discrete-vortex simulation.
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Influence of sub boundary layer vortex generator height and attack angle on cross-flows in the hub region of compressors 被引量:4
2
作者 Hao FU Ling ZHOU Lucheng JI 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2022年第8期30-44,共15页
It has been recently shown that Sub Boundary layer Vortex Generator(SBVG,abbreviated as VG hereafter)can suppress the Cross-Flow(CF),and therefore,can eliminate corner separation and increase aerodynamic loading when ... It has been recently shown that Sub Boundary layer Vortex Generator(SBVG,abbreviated as VG hereafter)can suppress the Cross-Flow(CF),and therefore,can eliminate corner separation and increase aerodynamic loading when installed on the end wall inside middle-load compressor passages.However,when VGs are applied in high-load compressors,it is difficult to achieve ideal results.This is because the definition of the VG attack angle in the presence of CF in existing research is confusing,and the stronger CF in high-load compressors worsens the problem and results in an improper design and optimization range of VG attack angle.Therefore,this paper clarifies the definition of the VG attack angle in the presence of CF and reveals the CF controlling mechanism of VG on a flat plate.The differences in the flow phenomena around a VG both with and without CF are also studied.The numerical results show that a larger height or attack angle of the VG generates a greater CF suppression effect.However,the cross velocity increases when surmounting the primary vortex induced by the VG,except that this enhanced CF is less conspicuous for larger VG heights.Compared to the cases without CF,the VG suffers an additional loss because of the stronger separation and primary vortex loss caused by the CF. 展开更多
关键词 Compressors Corner separation CROSS-FLOW flat plate vortex generator
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压气机内部高强声波特征与产生机理仿真
3
作者 孙鑫宇 赵奉同 +3 位作者 崔勃 杨明绥 许志远 栾孝驰 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期22-29,共8页
航空发动机压气机内部高强噪声是引起叶片振动的重要因素。高压压气机内部噪声测试试验数据证明,转子叶片振动与噪声信号表现为较好的一致性。为了深入探讨压气机内部高强声波产生机理,建立了矩形管道内置平板叶栅模型,并采用大涡模拟和... 航空发动机压气机内部高强噪声是引起叶片振动的重要因素。高压压气机内部噪声测试试验数据证明,转子叶片振动与噪声信号表现为较好的一致性。为了深入探讨压气机内部高强声波产生机理,建立了矩形管道内置平板叶栅模型,并采用大涡模拟和Lighthill声类比方法进行数值仿真计算。通过改变平板叶栅的弦厚比和平板间距分析脱落涡的演化规律,探究管道内部的声共振典型特征和发生机理。结果表明:随着平板弦厚比的减小,诱发声共振的流速和管道内的声模态频率逐渐提高;串联平板的间距越大,管道内的声模态频率越高,频率范围为590~620 Hz;在共振时声压级超过160 dB时,管道内部声共振模态以β模态为主。 展开更多
关键词 平板叶栅 声共振 旋涡尾迹 特征频率 噪声 压气机 航空发动机
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分流板对圆柱绕流湍流结构演化影响的实验研究 被引量:1
4
作者 周建康 邱翔 +2 位作者 王伯福 周全 刘宇陆 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期75-89,共15页
采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术实验研究了带分流板的圆柱绕流流动特性,分析了分流板对圆柱绕流湍流结构演化特性的影响。雷诺数为3.9×10^(3),分流板长度L与圆柱直径D之比L/D为0~2.50。实验结果表明,随着L/... 采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术实验研究了带分流板的圆柱绕流流动特性,分析了分流板对圆柱绕流湍流结构演化特性的影响。雷诺数为3.9×10^(3),分流板长度L与圆柱直径D之比L/D为0~2.50。实验结果表明,随着L/D从0增大至1.00,圆柱后方回流区长度和回流区面积显著增大;当L/D>1.00时,L/D对圆柱后方回流特性的影响较小。分流板影响圆柱绕流湍流结构的演化特性:当L/D<1.00时,分流板抑制尾涡脱落,斯特劳哈尔数Sr减小,L/D从0增大至1.00,Sr减小了26.34%。此外,圆柱尾涡在分流板后缘诱导形成旋转方向相反的二次涡,二次涡沿分流板向上游运动。1.00≤L/D<2.00时,分流板作用于圆柱尾涡,尾涡发生破碎,形成一些小尺度尾涡。L/D≥2.00时,尾涡附着于分流板上,二次涡主要分布于圆柱后方。随着L/D增大,分流板减小了圆柱后方的湍流脉动强度。 展开更多
关键词 圆柱绕流 分流板 尾涡 二次涡 粒子图像测速
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低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响 被引量:6
5
作者 孟宣市 乔志德 +2 位作者 高超 罗时钧 刘锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期545-549,共5页
对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82.5°,背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0.3和0.6,实验迎角范围12°~32°,包括1.66×10^6和2.... 对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82.5°,背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0.3和0.6,实验迎角范围12°~32°,包括1.66×10^6和2.33×10^6两个雷诺数。实验结果表明:0°侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零;加上两个不同高度的低背鳍后,在一定的迎角下,三角翼的横向力及横向力矩开始不为零,流场定常;在更大的迎角下,流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进一步发展的状态。 展开更多
关键词 涡的稳定性 大迎角 背鳍 细长体 平板三角翼
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圆柱尾迹影响平板边界层转捩的实验研究 被引量:2
6
作者 潘翀 王晋军 王双峰 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第2期163-168,共6页
利用氢气泡和染色液流动显示的方法,在水槽中研究了圆柱尾迹对平板边界层转捩的影响。重点讨论圆柱与平板的流向距离和法向距离以及圆柱直径等几何参数对边界层转捩的不同作用,发现平板边界层转捩开始点的位置由尾迹与边界层作用的初始... 利用氢气泡和染色液流动显示的方法,在水槽中研究了圆柱尾迹对平板边界层转捩的影响。重点讨论圆柱与平板的流向距离和法向距离以及圆柱直径等几何参数对边界层转捩的不同作用,发现平板边界层转捩开始点的位置由尾迹与边界层作用的初始位置决定,这一位置由圆柱与平板的相对几何位置来确定。转捩区长度与边界层内部流体性质、扰动强度等有关,同时也受到圆柱、平板相对几何位置的影响。对转捩区近壁二次涡的产生和演化进行分析,发现尾迹对平板边界层的扰动是通过在近壁面诱导二次涡并影响二次涡的后续运动来体现,二次涡及其演化是边界层转捩位置大为提前的重要原因。 展开更多
关键词 圆柱尾迹 平板边界层 转捩 二次涡 氢气泡 染色液
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不同间距比下串列平板绕流尾迹的LDA试验研究 被引量:5
7
作者 高波 苟文波 +2 位作者 郭鹏明 闫龙龙 张宁 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期1709-1715,1734,共8页
本文以串列平板为研究对象,运用激光多普勒测速技术(LDA),研究了亚临界雷诺数Re D=3×104下,间距比T/D在1~6之间的上下游平板近尾迹区时均速度、脉动速度分布及其频谱特性,探讨了间距比变化对串列平板绕流尾迹的影响。试验结果表明... 本文以串列平板为研究对象,运用激光多普勒测速技术(LDA),研究了亚临界雷诺数Re D=3×104下,间距比T/D在1~6之间的上下游平板近尾迹区时均速度、脉动速度分布及其频谱特性,探讨了间距比变化对串列平板绕流尾迹的影响。试验结果表明:小间距比下(T/D<3),上游平板尾迹受下游平板抑制作用显著,无明显涡脱产生;随着间距比增大,这种抑制作用逐渐减弱,上游平板尾缘处出现明显涡脱。上游平板近尾缘区(x 1/D≤0.5),间距比对其尾迹影响较小;远离尾缘区(x 1/D>0.5、x 2/D>0.5),间距比对上游平板尾迹影响更为显著。间距比T/D≥3时,上下游平板均能形成稳定涡脱,且随着间距比增大两平板流动状态趋于一致,均趋向于单平板绕流。T/D=3可作为该雷诺数下,串列双平板绕流的临界间距比,此处St数有极小值。 展开更多
关键词 串列平板 激光多普勒测速 间距比 脉动速度 尾迹 速度频谱 涡脱频率 St数
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带背鳍平板三角翼分离涡流场的显示与测量 被引量:2
8
作者 孟宣市 乔志德 +2 位作者 高超 罗时钧 刘锋 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期645-649,共5页
对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°。结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和... 对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°。结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和稳定的;而加上低高度背鳍后,涡变得非对称、非锥型和不稳定。实验结果直接验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后流场的具体表现特性。 展开更多
关键词 涡的稳定性 大迎角 背鳍 细长体 平板三角翼
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D型平板绕流尾迹流场测试与POD分析 被引量:3
9
作者 高波 苟文波 +2 位作者 郭鹏明 陈来祚 张宁 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期1385-1391,共7页
以D型平板为研究对象,运用激光多普勒测速(LDA)与粒子成像测速(PIV)技术,开展了雷诺数ReD=3×10^3~4×10^4、弦厚比L/D=1~8之间的D型平板绕流尾迹流场量测与分析。利用本征正交分解(POD)法对尾迹流场进行模态分解,提取其中能量... 以D型平板为研究对象,运用激光多普勒测速(LDA)与粒子成像测速(PIV)技术,开展了雷诺数ReD=3×10^3~4×10^4、弦厚比L/D=1~8之间的D型平板绕流尾迹流场量测与分析。利用本征正交分解(POD)法对尾迹流场进行模态分解,提取其中能量占比较高的前几阶模态,以探究雷诺数与弦厚比对D型平板绕流尾迹结构的影响。试验结果表明:St数随雷诺数的变化可分为"下降区"、"过渡区"和"动态稳定区"三个区域,在"动态稳定区"随着雷诺数增大St数趋向于0.245;St数随弦厚比的变化呈"条带状"分布在0.23~0.26之间。与其它方案相比,弦厚比L/D=1、雷诺数ReD=5×10^3时,前两阶模态中旋涡结构的空间分布形态存在明显差异。雷诺数ReD=4×10^4时,绕流尾迹受弦厚比影响较小,流动处于一种大尺度旋涡结构占主导地位的状态。 展开更多
关键词 D型平板 尾迹 St数 POD分解
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容量矩阵法在涡方法中的应用 被引量:3
10
作者 尹协远 李平 童秉纲 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1992年第1期19-25,共7页
本文将容量矩阵技术与快速Fourier变换相结合求解非矩形域的Poisson方程,再与格子涡方法相结合,发展了一套求解复杂外形的快速涡方法。作为算例,计算了有厚度平板和楔形体的分离流动,得到了满意的结果。特别是在垂直平板绕流中,模拟出... 本文将容量矩阵技术与快速Fourier变换相结合求解非矩形域的Poisson方程,再与格子涡方法相结合,发展了一套求解复杂外形的快速涡方法。作为算例,计算了有厚度平板和楔形体的分离流动,得到了满意的结果。特别是在垂直平板绕流中,模拟出了由于剪切层不稳定性引起的小涡结构。 展开更多
关键词 涡方法 容量矩阵技术 FFT 绕流
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不同等离子体激励强度下气膜冷却特性的大涡模拟研究 被引量:2
11
作者 李国占 陈浮 +1 位作者 李林熹 宋彦萍 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期141-147,共7页
为进一步改善燃气轮机叶片气膜冷却效果,采用大涡模拟(LES)方法对不同等离子体激励强度情况下的平板气膜冷却流场进行了数值模拟研究。结果表明:与无等离子体激励时相比,等离子体激励强度逐渐增至10时射流出口最大流向与法向速度分别增... 为进一步改善燃气轮机叶片气膜冷却效果,采用大涡模拟(LES)方法对不同等离子体激励强度情况下的平板气膜冷却流场进行了数值模拟研究。结果表明:与无等离子体激励时相比,等离子体激励强度逐渐增至10时射流出口最大流向与法向速度分别增大了16%和7%左右,并移向气膜孔的尾缘,而气膜孔前缘附近的法向速度约减小了4%,从而减少了射流迎风面上冷、热气流的掺混;等离子体对气膜孔下游回流区的动量注入效应使得回流区内的流向速度增大,抑制了横流绕流分离旋涡的发展;等离子体气动激励削弱了肾形涡对的强度及其抬升冷却射流的能力,从而提高了气膜冷却效率,中心线气膜冷却效率随激励强度的增大而升高,当激励强度为10时中心线气膜冷却效率最大提高了55%。 展开更多
关键词 大涡模拟 气膜冷却 等离子体激励 平板 肾形涡对
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低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究 被引量:1
12
作者 孟宣市 蔡晋生 +1 位作者 罗时钧 刘锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期45-49,共5页
对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风... 对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82.5°,实验迎角范围12°~32°,侧滑角范围-10°~+10°,实验雷诺数1.66×106。实验结果表明:在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力/力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力/力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。 展开更多
关键词 涡的稳定性 大迎角空气动力学 背鳍 细长体 平板三角翼
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基于RNG k-ε模型的竖板绕流数值模拟 被引量:6
13
作者 吴永诚 苗峰 +1 位作者 黎义斌 闫幼锋 《四川建筑科学研究》 2014年第4期21-25,共5页
作为薄矩形柱类高层建筑绕穿流动的基础研究之一,采用简化的直通道内置竖板二维平面空气绕流模型为研究对象。基于有限体积法和RNG k-ε湍流模型,对不同风级作用下的长宽比D/B=0.1的竖板流动进行非定常数值模拟。计算结果揭示了竖板空... 作为薄矩形柱类高层建筑绕穿流动的基础研究之一,采用简化的直通道内置竖板二维平面空气绕流模型为研究对象。基于有限体积法和RNG k-ε湍流模型,对不同风级作用下的长宽比D/B=0.1的竖板流动进行非定常数值模拟。计算结果揭示了竖板空气绕流尾涡的形成、脱落及消失的周期性过程。在Re=4.42×104和Re=4.62×104区间尾涡无明显脱落,当雷诺数大于或等于4.62×104时,出现尾涡的生成及脱落消失过程。计算并分析了竖板表面不同位置的压力分布和风载体型系数,计算结果与相关文献结论进行了对比。 展开更多
关键词 薄矩形柱 直通道竖板 空气平面绕流 RNG κ-ε模型 尾涡 数值模拟
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均匀、振荡及组合流绕平板流动的尾迹研究 被引量:1
14
作者 凌国灿 罗才茂 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1991年第5期513-524,共12页
本文利用离散涡模型及改进的新生涡产生机制对三种不同来流绕平板的近尾迹进行数值研究。计算讨论了定常流中平板绕流流动的总体特性和近尾迹流场;对于简谐振荡来流,相应于K_c=2.0、4.0 和10.0 分别得到两种不同的尾迹形态。给出了小 K... 本文利用离散涡模型及改进的新生涡产生机制对三种不同来流绕平板的近尾迹进行数值研究。计算讨论了定常流中平板绕流流动的总体特性和近尾迹流场;对于简谐振荡来流,相应于K_c=2.0、4.0 和10.0 分别得到两种不同的尾迹形态。给出了小 K_c 数平板尾迹涡配对、运动的新模式而相应的阻力、惯性力系数计算比以前涡模拟结果更接近于 U 型管实验结果。对于流向组合来流本文模拟了涡锁定及其动力特性并于实验相符,给出了流向扰动对平板绕流流动的影响。 展开更多
关键词 涡尾迹 平板 振荡流 流向组合流
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扁平板式吊杆涡振性能及气动优化研究 被引量:3
15
作者 徐昕宇 陈星宇 +2 位作者 郑晓龙 唐浩俊 李龙 《铁道建筑》 北大核心 2020年第6期26-29,共4页
为研究扁平板式吊杆风致涡激振动特性,采用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法建立涡振数值模型,并验证该方法和模型的可靠性。以高宽比1∶6的吊杆为研究对象,分析不同风向下吊杆风致涡振随风速的变化规律,研究涡振过程中旋涡的脱... 为研究扁平板式吊杆风致涡激振动特性,采用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法建立涡振数值模型,并验证该方法和模型的可靠性。以高宽比1∶6的吊杆为研究对象,分析不同风向下吊杆风致涡振随风速的变化规律,研究涡振过程中旋涡的脱落规律,并提出增设扰流板和竖向开槽2种气动优化措施。结果表明:吊杆长边迎风涡振振幅最大值为35.2 mm。气流在吊杆的上下侧出现明显的来流分离和旋涡脱落,并在吊杆后方产生巨大空腔。设置三角扰流板的吊杆后涡振锁定区间大幅减小,各风速下涡振振幅均大幅降低,最大涡振振幅减小89.5%。开槽后的吊杆断面在各风速下振幅接近0,吊杆开槽能够有效抑制涡振的发生。 展开更多
关键词 拱桥 扁平板式吊杆 涡激振动 数值模拟 气动优化 风向
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串列平板叶栅尾迹速度场的LDA实验研究 被引量:1
16
作者 郭鹏明 高波 +2 位作者 苟文波 张宁 杜文强 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期788-792,共5页
绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一... 绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一雷诺数下平板尾迹区中心线上速度分布可分为回流区、快速增长区、缓慢增长区三个区域;双平板绕流场中下游平板的存在明显抑制了上游平板尾迹的发展,与单平板模型相比回流区流向长度减小;雷诺数从5000增大到10000时,平板尾迹回流区的流向长度变小,但最低流速分布升高;下游平板的存在抑制了上游平板的涡脱,使其频率降低,上、下游平板涡脱频率一致。 展开更多
关键词 串列平板叶栅 LDA 尾迹干涉 涡脱频率
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串列平板叶栅尾迹速度场的LDA实验研究 被引量:1
17
作者 郭鹏明 高波 +2 位作者 苟文波 张宁 杜文强 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期992-996,共5页
绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一... 绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一雷诺数下平板尾迹区中心线上速度分布可分为回流区、快速增长区、缓慢增长区三个区域;双平板绕流场,下游平板的存在明显抑制了上游平板尾迹的发展,与单平板模型比回流区流向长度减小;雷诺数从5000增大到10000时,平板尾迹回流区的流向长度变小,但最低流速分布升高;下游平板的存在抑制了上游平板的涡脱,使其频率降低,上、下游平板涡脱频率一致。 展开更多
关键词 串列平板叶栅 LDA 尾迹干涉 涡脱频率
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基于平行双板结构的圆管尾流抑制方法研究 被引量:1
18
作者 孙冰 李金宣 包艳 《海洋工程》 CSCD 北大核心 2015年第3期100-106,共7页
通过数值模拟方法对基于平行双板的圆管尾流进行抑制研究。以二维不可压缩粘性流体方程为流动控制方程,并采用稳定化流体有限元方法求解。基于数值结果,详细探讨了平行双板的安装角度和板长等关键特征参数对尾流的抑制作用和影响。数值... 通过数值模拟方法对基于平行双板的圆管尾流进行抑制研究。以二维不可压缩粘性流体方程为流动控制方程,并采用稳定化流体有限元方法求解。基于数值结果,详细探讨了平行双板的安装角度和板长等关键特征参数对尾流的抑制作用和影响。数值分析发现,平行双板结构对尾流的抑制作用明显优于传统单板控制。计算结果显示,基于平行双分隔板的尾流抑制最优位置为从圆管后驻点起向上游40°-50°处,并且与单板相比,在更短板长条件下,亦可完全抑制圆管的旋涡脱落,从而尾流从非定常涡旋流转入定常流动。当安装位置为θ≥80°时,被控圆管表面压力分布与无控圆管类似,说明此时平行双板控制无减阻效应。最后,基于数值模拟结果,对本方法的尾流高效控制效应,给出了相应的流动机制。 展开更多
关键词 平行双板 圆管 旋涡脱落 分隔板 尾流抑制
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有限平板绕流的数值模拟 被引量:6
19
作者 朱景辉 《计算物理》 CSCD 北大核心 1990年第3期363-370,共8页
本文用涡团法模拟了有限平板的绕流问题,计算出一个长度为1的无穷薄平板在静止的流体中突然起动并作匀速运动的周围流场的变化情况。方法上,用保角变换解决了在涡团法中遇到的一个拉普拉斯方程,并对变换中的奇点作了特殊处理,最后得到... 本文用涡团法模拟了有限平板的绕流问题,计算出一个长度为1的无穷薄平板在静止的流体中突然起动并作匀速运动的周围流场的变化情况。方法上,用保角变换解决了在涡团法中遇到的一个拉普拉斯方程,并对变换中的奇点作了特殊处理,最后得到一个与已有的实验结果完全吻合的周期性数值解。 展开更多
关键词 平板 绕流 数值模拟 涡团法 奇点
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带背鳍细长平板三角翼脱体涡的实验研究
20
作者 贾春 高超 +2 位作者 孟宣市 罗时钧 刘锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期46-49,共4页
对后掠角为82.5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL/s:0.3和hL/s=0.6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验。实验迎角范围为12°-32°,来流速度为25m/s和35m/s。实验结果... 对后掠角为82.5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL/s:0.3和hL/s=0.6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验。实验迎角范围为12°-32°,来流速度为25m/s和35m/s。实验结果表明:对单独三角翼,在翼面产生的脱体涡破裂前,其涡流场随着迎角的增大始终是对称且稳定的;增加不同高度的背鳍后,当迎角大到一定程度后,涡流场开始变得不对称和不稳定。背鳍高度不同,流场开始出现不对称时的迎角也不同,在所研究的背鳍高度范围内,背鳍越高,测量得到流场出现不对称时的迎角越小,表明增加低高度的背鳍对细长平板三角翼的背涡流场的稳定有着扰动和破坏作用。实验结果部分证明了文献[1]中的稳定性理论的有效性,同时初步研究了涡失稳后的发展情况。 展开更多
关键词 大迎角 背鳍 非对称力 平板三角翼 涡的稳定性
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