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通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域(0.13×106~0.81×106)的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离(Tr),而高位涡侧仍处于亚临界层流分离(L),非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。 相似文献
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大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制 总被引:5,自引:4,他引:5
研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。 相似文献
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本文综述了细长翼绕流中由前缘分离形成的集中涡的各种运动特性。细长翼翼面上方的前缘集中涡是控制机翼绕流和影响机翼气动力特性的主要因素。为此本文详细介绍了前缘涡的形成及其基本流动结构;前缘涡的破裂现象及其对机翼气动力特性的影响;并给出前缘涡破裂的各种理论模型和它的估算方法。最后还简单介绍了绕流中旋涡之间的绕合现象和互相干扰的流动结构。 相似文献
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利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。 相似文献
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为了探索内流道中激波/边界层干扰引起的流动分离结构,采用RANS方法对马赫6来流下不同宽度、高度的带有20°楔角的矩形内流道流动进行计算,对内流道中分离结构开展了研究,重点关注了内流道下壁面中心区域分离的结构特征,比较了不同几何参数下的流动结构,总结其变化规律并简单讨论了各参数的影响机制。结果表明:内流道中激波诱导的分离具有复杂的三维结构,下壁面中心分离区涡结构呈“Ω”形,并通过两侧的旋风涡与侧壁面附近的分离发生质量交换。在给定来流状态参数的条件下,下壁面分离结构主要受宽度W(主要影响旋风涡之间的距离)和高度H(主要影响侧端分离尺寸及旋风涡与侧壁间距离)的影响。旋风涡之间的相互干扰是中心分离呈现二维特征或三维特征的关键。 相似文献
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旋成体非对称背涡特性及其形成机理的研究 总被引:3,自引:1,他引:2
本文对不同头部形状旋成体模型进行了低速风洞实验,揭示出它们不同的绕流现象和流动特性.尖锥旋成体两侧主分离线呈现为开式分离线,其分离剪切层在对称背涡中均表现为层流状态.而在非对称背涡中两侧表现为不同的剪切层状态,钝头旋成体绕流中存在头部的闭式分离区,两侧的主分离线在其下游,它的主分离剪切层从对称发展到非对称均呈现为湍流状态.通过对两类旋成体绕流结构的比较分析,得出尖锥旋成体的非对称背涡是由于两侧分离剪切层状态不对称引起的,而钝头旋成体则是由于旋成体背涡的动力不稳定性引起的.该机理分析的结论还得到测力结果的支持. 相似文献
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在小粘性流体的现实环境中,人类学会了利用适当产生的边界层及其涡量来构造航行器和流体机械,这导致了涡动力学的形成和发展,并把经典势流理论的应用范围推到边界层、自由剪切层和旋涡之外.但是,边界层是一柄双刃剑.它本身、它的分离、失稳、转捩,以及由此而来的各种涡结构,无一不带有或大或小的副作用.现在,人们遇到的刚体大雷诺数绕流问题越来越复杂(包括湍流).这些复杂性大都源于边界层的各种不利的、甚至灾害性的副作用.但是,随着变形体绕流研究的开展和智能变形材料的开发,人类有可能造出新的近壁流态来代替刚性物面的层流或湍流边界层,使近壁流之外的流场全是势流. 相似文献
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绕翼型分离流结构的数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。 相似文献
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使用GAO-YONG湍流方程组计算翼型分离流 总被引:1,自引:1,他引:0
采用SIMPLE方法求解GAO-YONG不可压湍流方程组, 对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟, 给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数.与实验数据以及大涡模拟结果的比较表明, GAO-YONG不可压湍流方程组能够对翼型绕流的分离点、分离涡形态、表面压力分布、升阻特性做出较好的预测, 能够模拟翼型大攻角分离流动, 计算结果优于FLU-ENT软件中的k-ε、k-ω、k-ωsst模型的计算结果. 相似文献
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为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响,采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟,其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Reθt转捩模型,全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明:双楔拐角附近发生流动分离,与量热完全气体模型相比,相同流态下,化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现,双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响,分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合,与量热完全气体模型相比,化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现,真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动,随着单位雷诺数减小、拐角角度增大,真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。 相似文献
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细长体大迎角非对称流动的高速PIV风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力,该现象受多种因素影响,而其中对压缩性效应的研究相对较少。在0.6m亚跨超声速风洞中,采用PIV测量技术,对尖拱细长旋成体大迎角非对称流动开展了试验研究。试验M数范围为0.4~1.2,迎角为40°。试验结果表明:细长体模型在高速情况下仍然存在非对称多涡流动结构;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响;模型头尖部人工微扰动与非对称涡之间存在确定的响应关系。 相似文献
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为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理,对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟,得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明:喷流压比达到75时,可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上,能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流;随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加,喷流后回流区结构和范围变化不明显,方向舵前缘的壁面热流变化不大;不同攻角来流条件下,侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后,喷流的热防护效果有所降低;有攻角来流条件下,在舵轴的正前方喷流,自由来流绕喷流流动,舵轴下壁面边界层内气体密度上升,使舵轴两侧压差增大,舵轴的壁面热流增大;在0°攻角来流条件下,喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反,此时导弹的放大因子增大。 相似文献
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利用脱体涡模拟DES方法对细长旋成体非对称绕流进行数值模拟,比较了基于S-A湍流模型的DES与RANS方法对背风面非对称分离涡的数值模拟能力,发现在大迎角非对称涡未破裂情况下,DES与RANS均能模拟出与实验相符的非对称绕流;当迎角增大,背风面非对称涡发生破裂时,RANS无法准确捕捉到背风面流场的非定常性,而DES能准确预测非对称涡的飘起与破裂,并与实验值接近。计算结果表明:与RANS方法相比,DES方法具有更好的模拟大攻角,大分离流动的能力,尤其在非对称流场的分离涡破裂模拟方面具有明显优势,能够更真实模拟出细长旋成体背风面分离涡破裂之后的非定常流动特征。 相似文献