20°圆锥分离流动的发展特性

文章对20°顶角的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了表面压力分布测量和二维粒子图像测速。基于圆锥底面直径的雷诺数0.3×106,迎角0°~35,°包含40个滚转角,以9°为等间隔,滚转角范围0°~351°。文中主要分析了不同迎角下,圆锥段9个测量截面上的压力分布以及积分得到的截面当地侧向力随滚转角的变化特性,由压力分布对测量截面的流动分离状态进行了推断,推断结果与二维粒子图像测速实验进行了比较。结果表明:迎角从0°增大到35°的过程中,当地侧力系数随滚转角的变化曲线分别呈现:①零值线;②连续波曲线;③方波曲线。当侧力系数变化呈现连续波曲线和方波曲线时,所有测量截面上波曲线的周期和相位都近似相同。圆锥上非对称力的产生和发展是由于分离涡的不稳定性造成的。     

20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量.基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×10(6),迎角35°,包含了以9°为等间隔的所有滚转角.实验结果包括9个截面周向压力,当地/总侧向力及力矩由表面压力分布积分得到.结果表明,侧向力系数随滚转角的变化曲线为近似方波,其周期和相位沿锥体轴向均相同;压力分布表明对称涡流场为绝对不稳定,不对称涡流场为双稳态;流动为非锥型流动.实验结果检验了前人的理论结果,并与现有的实验结果做了比较,结果吻合.     

20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量。基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×106,迎角35,°包含了以9°为等间隔的所有滚转角。实验结果包括9个截面周向压力,当地/总侧向力及力矩由表面压力分布积分得到。结果表明,侧向力系数随滚转角的变化曲线为近似方波,其周期和相位沿锥体轴向均相同;压力分布表明对称涡流场为绝对不稳定,不对称涡流场为双稳态;流动为非锥型流动。实验结果检验了前人的理论结果,并与现有的实验结果做了比较,结果吻合。     

加装涡流发生器S形进气道迎角特性数值研究

为了研究加装涡流发生器后S形进气道在不同来流迎角下的内流特性,利用CFD方法对加装涡流发生器前后的S形进气道迎角特性进行了数值仿真,首先通过在已有的S形进气道内部安装涡流发生器来改善出口流场分布,给出了涡流发生器的设计参数,包括导流叶片的高度、弦长、攻角和安装站位(轴向站位和横向站位),其次,分析了不同迎角下,加装涡流发生器前后S形进气道内流特性的变化．分析结果表明,在正负10°迎角范围内,加装涡流发生器都能够改善S形进气道出口流场品质,周向畸变指数平均下降0.1,但对出口总压恢复系数没有改善．在大迎角情况下,由于进口气流产生分离,涡流发生器已无法对来流进行有效的导向作用,从而导致出口流场变得异常紊乱,周向畸变指数陡增．这些分析结果对涡流发生器的设计有一定的指导意义．     

大迎角脱体涡流场的螺旋性密度

采用拟压缩性方法数值求解不可压缩的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程。提出一种当地时间步长，加快Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ近似因式分解方法的收敛速度。通过在正切拱型旋成柱体的头部施加微小的射流扰动，使得大迎角流场的计算得到与实验结果相符的非对称脱体涡。在流场中引入螺旋性密度的概念，图形描述脱体涡流场中的涡分布。     

迎角从0°到60°全机亚跨超音速绕流数值解法

采用有限体积法高效求解Ｅｕｌｅｒ方程，成功地计算了全机亚跨超音速迎角可达６０°的绕流流场及空气动力。还就应用求解Ｅｕｌｅｒ方程模拟大迎角分离流动的能力进行了探讨。计算表明，应用本方法能自动捕获大后抓角机翼前缘分离涡，机身分离涡及其相互干扰。计算结果与实验的压力分布及气动力吻合良好。     

利用PIV测试水槽流场的实验研究

采用PIV瞬态流场测试技术,利用环形喷管,对水槽内法向面上一个截面上的速度矢量场和涡量场进行测量。定量分析不同雷诺数对速度场和涡量场的影响,描述水槽内涡旋的形成及其影响因子。分析涡旋流场强化传质的本质。结果表明,通过改变流量引起雷诺数的变化,改变了水槽内涡流的特性。为研究油品调和的流场提供一种途径。     

基于层流假设的三角翼大迎角绕流特性数值模拟研究

三角翼大迎角绕流数值模拟的计算网格,需根据流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,物面、空间及尾迹区网格的处理是捕捉流场细节的关键.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.采用层流假设的N-S方程,通过合适的网格生成方法,可得到满意的计算结果,但对涡破裂后强烈的非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

高层建筑二维流场的数值模拟

针对建筑物风场的高雷诺数特点,采用离散涡法,分析了高层建筑物的非定常分离流问题.通过引入奇异点技术摆脱了保角变换的处理过程,使离散涡法能适应于复杂形状的钝体结构.数值模拟了流场的变化特征,分析了各种攻角下,具有方形截面的高层建筑的升力系数、抗力系数和Strouhal数.计算分析表明,离散涡法具有计算速度快及精度高的特点,可以刻画出流场的流动特征,透视到流动机理,在结构风工程领域具有较好的应用价值.     

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.     

A physical model of asymmetric vortices flow structure in regular state over slender body at high angle of attack

Flows over a slender body at high angle of attack and zero sideslip, characterized by large side force, are very complicated asymmetric vortices flow phenomena, and have been studied ex-tensively for a long time[1—3]. Especially in the past two decades, the increasing demands of ma-neuverability and agility of modern fighters and tactical missiles have required them to be opera-tive at high angle of attack or even beyond the post stall. Therefore, the flow phenomena and aerodynamic characteri…     

通风柜下侧挡板和导流板对流场的影响分析

针对现有通风柜流场存在涡流以及气体逸出的现象, 采用计算流体动力学的方法进行仿真。更改通风柜窗口下侧结构的形状参数, 分别使用不同半径的圆弧挡板, 不同长度的椭圆弧挡板, 以及增设不同半径的导流板。通过分析通风柜内涡流大小以及出现位置来研究结构变化对通风柜内流场的影响, 从而得到结构优化的方向。结果表明, 下侧挡板高度较低且长度较短时, 通风柜的中心位置以及壁面附近存在明显的大涡流; 高度大于50 mm, 长度大于90 mm的挡板可使通风柜中心处及挡板与侧壁面交界处的涡流明显减小。增设导流板可使中心涡流消失, 同时导流板半径不能大于70 mm, 否则会在导流板外侧和末端激发明显的涡流, 为通风柜的合理化设计提供依据。     

Numerical Simulation Research of Loitering Munitions Aerodynamics

Aerodynamics of loitering munition is studied in this paper.The aerodynamic characteristics of loitering munition with non-circular body and body-airfoil-empennage combination are calculated numerically at Ma=0.4 based on multi-griddings patching technology,in the range of angle of attack-4°-10°,and the analytical results were compared with those from wind tunnel experiments,they show a good consistency.Analysis of the results showed that the normal force generated by non-circular cross-section missile incr...     

平板气膜冷却孔中心线上绝热效率的实验研究

以优化冷却孔射流角度和射流参数为主要实验目的,将平板气膜冷却作为研究对象,应用红外热像仪作为温度监测手段,研究不同角度的简单和带有复合角的复杂圆形孔射流对平板中心线上气膜冷却绝热效率的影响。在吹风比分别为M=0．5、1．0、1．5时,实验研究了简单圆形孔射流角度α=35、60、90°和带复合角β=15、60、90°圆形孔的不同排列下平板中心线上气膜冷却的绝热效率。结果表明：在简单孔情况下,射流角α=35°时绝热效率较好,带复合角情况下,β=90°时较高。双排布置时绝热效率比单排的要高很多,其中插排最佳。     

翼片诱导纵向涡强化层流对流传热数值模拟

利用三维数值模拟,分析了圆管内添加翼片后流体的流动结构和对流传热特性。模拟中,翼片与壁面呈45°倾斜放置,选取包含1个翼片的1／6通道进行研究。结果表明,翼片可在下游诱导产生2个旋转方向相反的纵向涡,形成对称的涡偶,涡偶外侧为背壁流,内侧为向壁流。纵向涡结构提高了流体在径向上的速度波动,在翼片下游靠近管壁处,最大速度可达到主流平均速度的80％,增强了对速度边界层的扰动。流场的改善使通道内的温度场分布更加均匀,与光滑通道相比,壁面附近的温度梯度可提高接近1个数量级。流体对壁面的冲刷作用使对流传热得到强化,相对于光滑通道,壁面局部Nu数可提高近50倍。纵向涡对通道内流体的强化传热作用随Re的增加而显著提高。     

前掠翼鸭式布局中鸭翼的气动特性

本文根据低速风洞所取得的测力、油流观察及旋涡测量结果,研究了前掠翼鸭式布局的鸭翼平面形状及其位置对气动性能影响的机理。研究表明,前掠翼布局大迎角气动性能的提高取决于鸭翼、主翼前缘涡的相对位置及其相互控制,也就是它们间的相互干扰。文中根据前掠及后掠鸭翼与主翼组合的实验结果,提出了采用鸭式布局时鸭翼应具有的平面形状及合适的位置选择范围。文中还对双前掠翼布局提出了一些看法。解释了加鸭翼后精侧气动性能出现反常变化的原因。     

Experimental investigations on separation control and flow structure around a circular cylinder with synthetic jet

Circular cylinder separation control and flow structure influenced by the synthetic jet have been experimentally investigated in a water channel. The synthetic jet issues from a slot and ejects toward upstream from the front stagnation point of the cylinder. It has been found that, similar to the traditional synthetic jet which is positioned near the separation point or inside the separation region, the present synthetic jet arrangement constitutes an efficient way to control flow separation of the circular cylinder, but with a different control mechanism. The present synthetic jet leads to an upstream displacement of the front stagnation point and the formation of a vortex pair near both sides of the exit orifice. When Re _u based on the synthetic jet average exit orifice velocity is about lower than 43, a closed envelope forms in front of the windward side of the cylinder during the blowing cycle of synthetic jet, which acts as an apparent modification for the cylinder configuration. When Re _u is high enough, an open envelope forms upstream of the cylinder, and the flow around the cylinder becomes much energetic. Thus, regardless of Re _u, the present synthetic jet can improve separation for flow around a circular cylinder. With regard to the leeward side, as Re _u increases, the flow separation region behind the cylinder gradually disappears. The flow over cylinder may be fully attached when the open envelope forms upstream of the cylinder and Re _u is greater than 344. Then, the flow past the cylinder will converge near the back stagnation point of the cylinder, where a new vortex pair shedding periodically is generated due to the high shear layer. Recommended by Prof. DONG ZengNan, Member of Editorial Committee of Science in China, Series E: Technological Sciences Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 10425207)     

不同凹模型面对管材正挤压的影响

通过对不同凹模型面进行的管材挤压实验,分析了半模角α和曲面形状对挤压力的影响．采用MSC．Marc软件对成形过程进行了数值模拟．研究结果表明,随着半模角α的增大,曲面模的挤压力有变小的趋势．当α在60°～70°,锥模的挤压力最小,材料利用率最高．     

Numerical simulations of leading-edge vortex core axial velocity for flow over delta wings

Numerical simulations have been performed to investigate the characteristics of leading-edge vortex core axial velocity over two delta wings with leading edge swept angles Λ =50°and 76°, respectively. It is obtained that Reynolds number has the most important effect on the axial velocity of the primary leading-edge vortex core. At Reynolds numbers larger than 105, the jet-like flow of the vortex core is the most common type for both the large and the moderate swept delta wings. While if Reynolds number decr...