三角形小翼纵向涡发生器的流动换热

探究了加装三角形小翼纵向涡发生器的H形翅片换热流动特性.模拟结果显示,随着来流速度的增加,回流区里的气流温度逐渐升高;随着雷诺数的增加,压力损失、努谢尔数增大,进出口温差、欧拉数、换热因子和综合性能都减小.随着攻角的增大,加装纵向涡发生器的单H形翅片的进出口温差、压力损失、努谢尔数、欧拉数和换热因子都增大,而综合性能先增大后减小.     

U形三维钝体绕流的空间风压分布特性研究

针对风场作用下U形三维钝体建筑物,采用大涡模型对其空间风压分布特性展开数值研究。考虑风场脉动湍流入口边界条件,在稳态分析的基础上对高宽比分别为1∶1、2∶1、4∶1的钝体建筑物进行了瞬态动力分析,研究了钝体空间风压分布特性,并将分析结果与已有试验和数值研究进行了对比。研究表明,在考虑脉动和平均来流入口边界条件的条件下,大涡模型对钝体绕流的预测效果非常好。钝体迎风面风压系数分布比较稳定,迎风面峰值压力系数出现在0.8H高度处,且越靠近钝体边缘,压力系数越小。钝体顶面、侧面和背面均为负压面,受尾流涡旋随机生成、脱落的影响,风压分布较迎风面复杂,但压力系数值主要集中在Cp=-0.6附近。     

高雷诺数下并列双圆柱绕流的大涡模拟

为澄清并列双圆柱结构发生偏向流现象的流场机理,采用大涡模拟(LES)方法,在高雷诺数下(Re=1.4×10~5)研究了并列双圆柱的气动性能及其流场特性随圆柱间距比P/D(P为圆心间距,D为圆柱直径)的变化规律,重点探讨了小间距并列双圆柱的偏向流现象及其对圆柱气动性能的作用机理.研究结果表明:大涡模拟方法得到的气动力结果与文献风洞试验值吻合良好;随着并列双圆柱间距的增大,绕流场会呈现单一钝体、偏向流和平行涡街等多种流态结构;当P/D=1.1时,绕流场会间歇性地出现单一钝体和偏向流流态,两种流态的气动性能和流场特性有很大差异,圆柱的气动力会随时间发生剧烈变化,呈现非稳态特征;当P/D=1.2～1.5时,绕流场呈现偏向流流态,两个圆柱的气动力和尾流呈现不对称现象,偏向流的偏转方向会出现间歇性地变化,尾流涡脱强度弱,气动力脉动小;当P/D=2～4时,绕流场总体呈现平行涡街流态,尾流涡脱强度强,气动力脉动大,气动干扰减弱.     

来流湍流度对圆柱绕流特性的影响

采用大涡模拟方法,在雷诺数为1.4?05时,研究来流湍流度对圆柱绕流特性的影响规律。研究表明：湍流度会使得自由剪切层间的相互作用更加剧烈,使得流场的三维特性更为强烈;同时加强了尾流区湍流能量的相互传递,减少能量的耗散,从而延长了回流区长度。随着回流长度的增加,圆柱背风面的平均风压系数得以增大,最终导致圆柱阻力系数随之减小。在尾流湍流得到增强的同时,尾流区会形成多尺度的湍流,从而促使漩涡形成区形成大涡量的漩涡,导致尾流区的漩涡呈现多频率的脱落。     

旋翼机对降落伞工作性能的影响

为研究旋翼机对降落伞工作性能的非定常影响,建立一套适用于旋翼机伞降系统非定常复合流场的数值模拟方法。首先,采用PISO（pressure implicit split operator）算法和Reliazable k-ε湍流模型,以提高瞬态计算效率和粘性计算精度,准确捕捉流场尾涡细节变化。其次,建立了高效的动态网格更新模型,结合Diffusion Smoothing和Remeshing两种网格更新方法,对不同变形尺度的网格进行分类处理.在此基础上,研究了旋翼扰动下物伞系统的非定常尾流特征和降落伞气动特性的变化。 结果表明:旋翼转动使前体尾流区长度增加,尾流对降落伞影响增强,伞衣入口的流场结构呈不对称分布;前体尾部负涡量区逐渐上移,与伞衣入口的负涡量区相连通,促进了伞衣尾涡的脱离,伞衣尾流区的旋涡数量明显增加;另一方面,旋翼转动扰乱了前体表面的涡流分布,形成旋转涡流区,前体尾流中的脱落涡流区范围变小,受涡量黏性耗散的影响,进入伞衣的旋涡强度减弱.随着旋翼转速增加,伞衣外侧压力不变,内侧压力和压强系数均逐渐减小,内外压差减小,降落伞的平均阻力系数逐渐减小。     

顶部侧开缝的倾斜通道热流场及开口中性面研究

为了掌握通道在上壁面不同宽度的开缝条件下,不同倾斜角度的通道内热流场特性及两端开口处中性面高度的变化规律,对一200 cm长的通道内一靠近低端开口一侧火源产生的热流场进行了实验与基于Vreman亚格子模型的大涡模拟研究.通过实验值与数值模拟结果的对比,验证了构建的数学模型对于上壁面有侧开缝的倾斜通道内热流场模拟的有效性;确定了通道上壁面的开缝对于通道内热流场的温度分层特性、通道两端开口处U速度以及中性面高度随着通道倾角变化的规律影响不大;对于一定的通道倾斜角度,随着通道上壁面侧开缝宽度增大,火源两端温度分布的对称性增强,通道上壁面附近的温度降低,通道内的高温区域向下壁面的偏移幅度减弱,通道两端开口处靠近上壁面附近的空气流速逐渐降低,两端开口处中性面高度升高;上壁面有开缝的通道两端开口处中性面的高度曲线随着通道倾斜角度的增大有一个交叉,交叉发生在通道倾斜角度小于5°时.     

带襟翼的机翼尾涡合并数值计算

为获得带有襟翼的机翼尾涡的合并动力学过程,在验证数值方法的基础上,数值模拟带有襟翼的机翼绕流尾流场,根据涡合并特征将合并过程划分为诱导共转阶段、合并阶段和轴对称化阶段.采用涡间距量纲—化尾流区域描述二涡诱导合并.变换弦长雷诺数、襟翼翼梢与机翼翼梢的间距、襟翼角度,改变襟翼翼梢涡与机翼翼梢涡的强度比,得到尾涡合并差异的特征.计算结果表明:随着雷诺数的增加涡的强度增加,涡量的扩散程度减低,涡合并过程被推迟,空间诱导运动过程得到延长,涡系空间诱导运动增强,涡合并的雷诺数效应随着雷诺数增加而减弱,缩短涡间距,加速涡合并过程,但合并后的远场涡尺寸和形态没有显著改变;襟翼涡随着襟翼角的减小而减弱,强度逐渐减弱的襟翼涡逐步被翼梢涡拉伸卷吸,微弱的襟翼涡系在近场中的合并过程完全改变,翼梢涡的运动轨迹并未受到诱导运动.翼梢涡合并的雷诺数效应表现为诱导运动过程的增强,尾流中强度小的涡系起不到明显的诱导作用.     

舰船空气流场数值模拟及特性分析

应用计算流体力学技术对舰船空气流场进行数值模拟,对比了求解雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)与分离涡模拟(DES)的结果,总结了2种方法在舰船流场模拟中的特点。结果表明,舰船空气流场呈现出非稳态特征,基于RANS的数值模拟精度不足,而DES方法能够较为准确地捕捉流场中涡的生成和脱落,且与实验符合较好。接着采用DES方法对航母空气流场进行模拟,对比了不同风向下流场中的涡流特征及其对舰载机进舰轨迹上速度分布的影响。发现航母舰岛、甲板等钝体边缘产生相互干扰的复杂涡系,其导致舰载机进舰轨迹上产生强烈的速度波动,这种波动主要集中在航母后部甲板及邻近的尾流区,且随着时间的推进而变化,呈现一定的周期性。     

运输机尾流场的小型空投物资下落轨迹仿真

为了研究运输机的下洗尾流场对小型物资空投轨迹的影响规律,应用基于位势流理论的涡格法对全机尾流场的速度分布进行数值求解,并建立伞货一体的刚性动力学模型,仿真分析了小型空投物资在载机尾流场影响下的下落轨迹。研究表明,尾流场会使空投物资下落轨迹向飞机飞行方向整体偏移,并且随着载机平飞速度增加,尾流场对空投物资下落轨迹的偏移量反而减小。     

运输机尾流场的小型空投物资下落轨迹仿真

为了充分研究运输机的下洗尾流场对小型物资空投轨迹的影响规律,应用基于位势流理论的涡格法对全机尾流场的速度分布进行数值求解,并建立伞货一体的刚性动力学模型,仿真分析了小型空投物资在载机尾流场影响下的下落轨迹。研究表明,尾流场会使空投物资下落轨迹向飞机飞行方向整体偏移,并且随着载机平飞速度增加,尾流场对空投物资下落轨迹的偏移量反而减小。