非牛顿流体在正弦波壁管内的减阻特性

通过添加高分子表面活性剂来有效降低流动阻力在水处理和石油开采等行业中具有重要的现实意义。实验研究了聚丙烯酰胺聚合物（PAM）溶液在正弦波壁管内的减阻特性。研究发现,PAM溶液在层流区域具有明显的减阻作用,在湍流区域却不是很明显;同时在波壁管内存在一个PAM的最佳减阻浓度。另外,通过f-Re曲线发现PAM溶液的过渡域转捩点比牛顿流体明显提前,流动可视化结果验证了上述结论;应用Fluent进行数值模拟得到的数值结果与实验基本吻合。     

纳米颗粒在储层微流道中的减阻机理实验研究

用SNP1-1、SNP2-2和SNP2-4三种疏水纳米材料分别与柴油配制成3种油基纳米液,用SNP2-2分别与ND3和ND4配制成2种水基纳米液,通过岩心流动实验测试了这5种纳米液的减阻效果.实验结果显示,3种油基纳米液使岩心水相渗透率提高了42%、49%和24%,2种水基纳米液分别使岩心水相渗透率提高了17.5%和75%,5种纳米液都具有减阻效果,但不同纳米液的效果差异明显,这说明增注液不具有唯一性,但纳米粒径、修饰剂和分散剂对减阻效果有明显的影响.测试了SNP2-2油基纳米液处理岩心的耐冲刷能力,岩心经180倍孔隙体积(PV)水的驱替,仍具有一定的效果,说明纳米边界层流道壁面有较强的吸附能力.现场采用SNP2-2和ND4配制的纳米液进行了三口井的增注试验,注水压力最大降幅12.5MPa.研究结果与实验前的设想相符,较好地说明了纳米减阻机理.     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

槽道湍流的法向与展向电磁力壁面减阻

法向与展向电磁力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力.为进一步揭示该方法的减阻机理,利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟(DNS),对槽道湍流的法向与展向电磁力控制和减阻问题进行了研究.结果表明,对于确定的流向波长λx+,存在最佳的电磁力强度St,使阻力降最大,最佳St与λx+成反比.法向与展向电磁力对湍流的控制过程实质上是一种由电磁力诱导的调制波对壁湍流的调制过程.在优化参数控制下,当法向与展向电磁力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制.在这种调制波作用下,调制流场逐渐主宰壁面边界层,这导致了壁面阻力的下降,平均减阻率最高可达8％.     

二维有限长度柔性壁面上T-S波演化的数值研究

受自然界鸟类羽毛的柔性特征启发,利用数值模拟的方式开展了柔性壁面对亚声速边界层中T-S波演化的影响研究。刚性壁面上的数值结果与线性理论吻合得很好,验证了数值方法的可靠性。在此基础上,将部分刚性壁面替换为柔性壁面,结果表明,柔性壁面可以抑制T-S波在空间上的增长,从而推迟边界层流动转捩。壁面的变形不只跟随T-S波的波形,还因为柔性段与刚性段相接的前缘和后缘引起与扰动源频率相同的更大尺度的壁面波动,壁面的实际变形由这几种波叠加而成。开展的参数研究结果表明,增大表面的质量密度对于柔性壁面衰减扰动的效果几乎没有影响;增大表面张力和增加底部支撑的弹性系数可以增加壁面的刚性,减小壁面变形的幅度;增加阻尼可以抑制柔性段前后缘产生的大尺度壁面波动的传播,而对跟随T-S波的变形影响不大。总体上,柔性壁面的变形程度越大,其扰动的抑制效果越强。      

减阻表面换热特性的实验

采用实验方法对带"V"型沟槽表面通道在不同雷诺数下的流动与换热特性进行了研究.研究结果表明:宽与深均为0.5 mm的沟槽板通道在实验范围内具有明显的减阻效果, 减阻效果随着雷诺数的增大而减小;相比平板通道流动, 低雷诺数范围下(10000相似文献   

鱼鳞纹叶栅试验研究

鱼鳞纹叶栅临界马赫数比原型提高了９．５％,减少了４６．９％,比直纹叶栅也减少了１０．７％。最大二元静压比比原型高２．７％,比直纹叶栅高１．１７％。在原型叶栅不能达到的Ｍａ１＝０．８处,两种花纹叶栅均未堵塞。     

CSRT与CST气动外形参数化方法对比

类别形状修正函数变换(CSRT)方法是在类别形状函数变换(CST)方法的基础上添加修正函数以克服其不具备局部性的缺点发展而来的新型参数化方法。通过考察参数化过程中翼型的表示误差和线性系统条件数,对CSRT和CST参数化方法的表示精度和数值单值性进行了对比。使用基于以上两种参数化方法的远场组元(FCE)激波阻力优化算法对超声速翼身组合体进行了零升激波阻力优化,结果对比得到:基于CSRT方法的两级优化具有更好的优化效果,激波阻力系数降低了34.7%。研究表明:CSRT方法需要比CST方法更多的参数数量以达到相似的精度,随参数数量的增长,CSRT参数化过程的病态化程度远低于CST方法;CSRT参数化方法可以结合适当的优化算法进行气动外形二级优化,其效果优于使用相同参数数量的CST参数化方法所进行的单级整体优化。     

定常黏性外流气动力分量的同源性及流场断层扫描诊断原理

减阻是空气动力学的基本任务之一。传统流场诊断和减阻方案基于线性分解、各个击破和线性叠加的思路。最近的研究表明:对于给定构型与流动条件的定常绕流,型阻和诱导阻力不是纯数而是尾流截面位置的函数,而且目前广泛采用的诱导阻力公式仅适用于简单附着流。基于这些认识,证明了升力、型阻和诱导阻力在物理上是同源的,可分别定义为Lamb矢量的体积分或其矩的面积分;面对真实的复杂流场,提出了采用Lamb矢量场在一族流场截面上的性状来定义和诊断升力、阻力各分量的技术原理,作为对传统方法的扬弃。以大攻角三角翼流场为例,采用该原理判明了气动力分量对应的流动结构,指出三角翼尾部的二次涡产生负升力和型阻峰值。该结构可以根据边界涡量动力学溯源到局部壁面区域,从而提出了增加升阻比的概念性优化方案。     

Tomo-PIV亚跨声速风洞应用探索

层析粒子图像测速技术(Tomographic Particle Image Velocimetry，Tomo-PIV)是将PIV技术和计算机断层诊断技术(CT)相结合的一种瞬时三维流场速度测量技术，能够定量获取流场的三维结构。通过对该技术的研究，实现了其在亚跨超声速风洞的应用，并进行了超临界翼型小肋减阻的试验验证。基于中国航天空气动力技术研究院FD-12亚跨超声速风洞，设计了体光源和相机等硬件设备的布局方案，解决了示踪粒子的均匀播撒问题，测量了Ma=0.6条件下的自由来流流场，并与PIV测试结果进行对比，两者数据吻合较好，验证了Tomo-PIV的测量精度。针对超临界翼型OAT15a，测量了翼型表面分别贴附光滑薄膜和顺流向对称V形小肋薄膜后翼型尾缘后方的三维速度场。对比发现，贴附小肋薄膜后尾缘后方流场的马赫数增大，说明小肋能够减小翼面摩擦阻力，具有一定的减阻效果。