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在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离.实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场.实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力.在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好. 相似文献
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弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构. 相似文献
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等离子体激励低速分离流动控制实验研究 总被引:3,自引:1,他引:2
通过风洞流动显示实验,研究了等离子体激励低速条件下对平板表面分离剪切层的控制特性.结果表明等离子体激励在失速迎角附近可以有效抑制平板上的流动分离,实现流动的完全再附.在大迎角下可以显著减小平板完全分离后分离区的宽度.对比五种不同电极的实验,发现对于给定的输入电压及频率,负极宽度越宽,电极内侧正向间距越宽,其流动控制效果越好.最后通过改变发烟钢丝的位置和来流状况,证明了等离子体对周围流场的吸附和加速作用,对等离子体激励控制流动分离的机理进行了分析. 相似文献
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在水槽中对合成射流控制圆柱分离进行了实验研究,射流出口为狭缝,由圆柱后驻点向下游喷射.为了进一步提高合成射流的控制效率,笔者采用了一种改变合成射流上下半周期时间比的高效合成射流激励信号.实验表明:对于采用标准正弦信号的普通合成射流,随着基于射流出口平均速度的雷诺数ReU的增大,圆柱后缘分离区变小,分离点推后.当ReU约大于430时,圆柱后缘分离区消失,绕流可完全再附.伴随合成射流的吹吸,圆柱后缘尾迹出现周期性的张合现象,从而抑制了卡门涡的脱落.采用高效合成射流激励信号,固定ReU,减小正弦信号形状因子k,合成射流的控制效率降低;k增大到足够高时,合成射流出口速度和诱导涡量强度大幅增加,使控制效率得到显著提高,从而很好地验证了这种高效合成射流激励信号对合成射流控制效果的影响. 相似文献
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在低速开口风洞中进行了等离子体激励器对NACA0015翼型流动分离控制的实验研究.采用PIV技术,对翼型绕流流场进行了测量,显示了施加等离子体激励后流场的变化.通过五分量天平对升力和阻力的测量,研究了激励电压和激励频率对翼型流动分离控制的规律.研究表明,低风速下在翼型前缘施加等离子体激励,能够有效地控制翼型流动分离,在来流为20m/s时,最大升力系数增加11%,失速迎角增加6°;在给定的流动状态下,激励电压和激励频率存在一个阈值,不同迎角下该阈值不同,迎角越大,分离越严重,对激励强度的要求也越高. 相似文献
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对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“+0-”构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。 相似文献
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圆柱体绕流尾迹的PIV测量 总被引:2,自引:0,他引:2
PIV是一种先进的流场定量测量技术,在生产性风洞中的应用前景非常广泛。利用PIV测量技术,采用双CCD摄像机在EL-5低速生产性风洞中对不同的雷诺数Re下圆柱体绕流尾迹进行定量的测量,给出了圆柱体绕流尾迹的瞬时速度场、涡量场和流场的流线图。通过测量发现剪切层的相互作用是圆柱体绕流尾迹区旋涡形成和脱落的重要因素,并直接验证了Gerrard的绕流尾迹理论;在雷诺数Re=104-105范围内,随着雷诺数的增大圆柱绕流近尾迹区旋涡形成区域长度在逐渐缩短。 相似文献
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本文根据管内沸腾汽液两相流动沿程“流型”不断变化的特点,提出用移动式电导探针对沿全流程的“流型”进行测量,实验结果证明这种方法是可行的,且与计算结果相当吻合。并整理得出环状流起始点计算的经验公式。此方法可用于其他管内汽液两相流动的“流型”测量。 相似文献
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求解网络最小流问题的图单纯形算法 总被引:6,自引:2,他引:6
宁宣熙 《南京航空航天大学学报》1997,29(5):477-482
堵塞是以人为主体的运输网络在随机流动情况下经常发生的一种现象。所谓网络最小流是指一个运输网络发生最严重堵塞情况下的最大流量,它是设计运输网络,特别是紧急疏散网络的一个重要参数。本文在网络堵塞流研究的基础上,根据网络最小流是饱和流的特点,从组合优化角度定义了网络最小流问题,并提出了求解网络最小流的图单纯形算法,文中详细介绍了实施这种图单纯形算法的基本理论和步骤,并用实例进行了说明。 相似文献
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本文给出了高驻室压力条件下的化学、振动、电离非平衡喷管一维流动的方程组(包括 V-D 耦合和电离激发效应)。为了克服高压条件下喉道前空间推进步长小的困难,采用了局部平衡等效(?)的计算方法。对两类典型风洞(小尺寸电弧风洞和大尺寸激波风洞)进行了数值计算,并对不同驻室压力、V-D 耦合、电子激发效应、不同化学模型进行了研究。计算表明,高驻室压力能够有效抑制喷管的非平衡流动。在 P_0=200MPa,T_0=8000K 条件下,喷管出口的 O_2、N_2组分浓度已接近于实际大气。 相似文献
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本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例,说明研究真实气体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上,根据典型的空天飞机上升段轨道,分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离。进而,讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响,其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术,重点介绍了Park提出的确定化学反应速率系数的双温度模型。最后,对今后空天飞机真实气体效应的研究工作提出了建议。 相似文献
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介绍适用于激波风洞的表面油流流动显示方法及其典型显示结果。实验表明应用油滴、油膜及其组合等方法在 6~ 8ms的实验时间内 ,能够清晰地显示三维突出物干扰引起的层流分离、转捩分离和湍流分离流及其尾迹流谱。 相似文献
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本文介绍了用热线和热膜的整流效应方法,对圆柱体绕流分离区表面以及“死水区”的时间平均流动特性进行试验研究的结果。同时,用底层隔板对圆柱体表面流动方向进行了检测。 试验结果表明,在“死水区”内,存在着与低雷诺数情况下类似的流动结构。 最后,本文对尾流中涡街形成的机理作了初步讨论。 相似文献
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本文对前人提出的各种二维流动压缩性修正方法进行了大量分析、计算和比较,提出了多段翼型复杂混合流场的压缩性修正方法,把翼型绕流划分为外部流场和内部流场(翼段间缝隙)。外部流场采用Nrstrud方法进行修正,内部流场采用Lieblein方法修正,并对这两种修正方法进行了局部改进使其更加应用方便。本文翼型绕流压缩性修正方法的应用,使现有的多段翼型失速特性计算程序有了更为广泛的应用范围。 相似文献
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自行研制了用于油水两相流研究的PIV(粒子图像速度仪)实验系统.该实验平台主要用于研究近水平油井测量仪器内的油水两相管流.分别对水平油水两相流中的分层流和分散流的速度场进行了测量.油水两相流流动速度分布与单相流有着明显不同的特征.油水分层流情况下油相和水相之间存在比较显著的速度滑移.而在水包油分散流的情况下,由于油滴平均直径在径向上的不对称分布,以及小油滴具有更好的跟随性等原因,油滴的轴向速度也呈现不对称性.PIV技术在油水两相流研究中展示出良好的应用潜力. 相似文献