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低雷诺数下横流-射流中剪切涡的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为深入分析横流-射流(JICF)的流动特性及其中的复杂涡系结构,从流动机理上研究燃机叶片气膜冷却,揭示高温燃气流与冷却流的掺混机理,本文对横向流中单孔射流所形成的剪切涡开展了试验研究。主要研究了速度比、雷诺数及射流角对JICF所形成剪切涡的影响。结果表明:速度比、雷诺数以及射流角会改变主流与射流之间的掺混程度,从而改变射流轨迹的曲率、高度及垂向渗透能力,最终改变剪切涡的特性;迎风涡与背风涡分别是由射流边界层涡与主流边界层涡形成的,当主流边界层涡强度大于射流边界层涡时,背风涡是流场的主导结构,反之,迎风涡将成为流场的主要涡系结构。 相似文献
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对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析,将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律,在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡,角涡的形成、发展与近壁激波/侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况,提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差,激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道,也要关注二次涡的存在和发展。 相似文献
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采用带有化学反应的Euler方程,对突跃型与平滑型2种形态的斜爆震波(ODW)在起爆机制和结构特点等方面的差异进行了研究.结果表明:斜激波(OSW)后是否存在亚声速区是判定斜爆震形态的依据.当波后火焰抬升斜激波面使得亚声速区存在时,横向激波与三波点结构就会出现并形成突跃型斜爆震.当波后所有区域皆为超声速区时,波后火焰燃烧无法影响到上游激波面,则会形成平滑型斜爆震.通过斜激波关系式给出了横向激波形成所需的临界斜激波角度,只有当斜激波角度大于此临界角度时才能形成突跃型斜爆震波,反之则形成平滑型斜爆震波. 相似文献
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空间投影计算,在生产实践中是经常遇到的较复杂计算之一.我从实践中总结了一种简单计算方法.运用这个方法进行空间投影计算,可以提高计算效率,现论述如下.一、概述空间任意一条直线段,在三元(X、Y、Z)座标系中,假定该线段不垂直也不平行于该座标系的任何一个座标轴,以该线段的两端点O、A作六个相互垂直或平行的平面形成一个正方体,取该正方体三条互相垂直的交线并延长,即X、Y、Z座标系, 相似文献
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射流-横向流相互干涉下旋涡的形成与衰减 总被引:2,自引:0,他引:2
射流-横向流干涉流场中存在三种不同的涡运动:附着涡,尾迹涡和剪切涡。本文利用荧光丝和七孔探针作为流场观测手段,研究了干涉流场中涡的形成机理及其相互干扰。此外,文中还分析讨论了影响流向涡的发展和衰减的主要因素。 相似文献
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为研究亚声速横向气流中液体射流柱的变形、弯曲以及其破碎过程,利用LES结合VOF的方法,对射流破碎过程进行了直接模拟。通过计算观察得到射流柱进入到横流气体中后由于RayleighTaylor(RT)不稳定性和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性的共同作用迅速发生变形,并形成表面波,同时伴随着细小液滴的脱落,气流在射流柱后方形成涡状结构。在射流柱的迎风面上同时存在两种表面波,即RT表面波和KH表面波。模拟所得液柱纵向初始表面波波长为0.22mm,与K-H表面波波长理论公式计算所得相接近。通过对比射流柱的背风面和迎风面两侧,发现在横向来流中背风面上的大量细小液滴主要是由横向来流对液柱的不稳定性扰动造成迎风面上的液体向背风面方向挤压并剪切,最终脱落造成。 相似文献
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《中国航空学报》2010,(3)
基于高性能数值风洞,在低雷诺数下对前掠翼布局中鸭翼涡和主翼涡之间的干扰机理进行了研究,着重研究了前掠翼鸭式布局中鸭翼位置对纵向气动特性影响的机理,发现鸭翼和主翼之间的气动力干扰与相互的耦合作用在全机的升力特性和稳定性方面做出了很大的贡献。随着鸭翼的引入,可以从根本上改善主翼表面的流态,由它产生的自身脱体涡涡系对主翼涡系能够产生有利干扰,可以有效的控制边界层的气流分离。中小迎角时,其气动特性的提高主要取决于鸭翼和主翼的相互位置;而大迎角飞行时,则还与主翼和鸭翼自身产生涡系的强度、位置、破裂早晚以及相互的控制力有关等。并展开速度矢量图、空间流线图以及压力云图对其不同的气动布局和涡系进行了分析. 相似文献
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通过在Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型中加入应变率张量,来改善模型对横向射流(JICF)的计算精度。模拟了速度比分别为0.5和1.5工况下的横向射流。经实验值验证,结果表明:改进后的S-A模型预测精度有所提升;并对湍流模型改进部分对横向射流的作用机制做出了分析。将改进后S-A模型的计算结果与k-ε模型,雷诺应力模型(RSM)和大涡模拟(LES)的结果进行比较,发现S-A模型在速度比为0.5时精度最高,而在速度比为1.5工况下没有明显优势;并对这一现象做出了合理分析。 相似文献
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通过对超声速湍流边界层中横向声速喷流的计算,对一种混合大涡/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)模拟方法进行了测试,该方法采用一个依赖于到壁面的距离及当地湍流参数的混合函数结合两方程k-ω SST(shear stress transport)湍流模型和混合尺度亚格子模型来封闭湍流项.计算结果表明:混合模拟方法能够捕捉到喷流/湍流边界层相互干扰的非定常大尺度结构,且对分离区长度、壁面静压峰值和膨胀区静压分布的计算精度要高于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法. 相似文献
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斜出口合成射流激励器横流输运特性与边界层控制 总被引:1,自引:0,他引:1
研制了一种斜出口合成射流(BSJ)激励器,应用粒子图像测速(PIV)技术获得了合成射流的瞬态和时均流动结构,分析比较了斜出口和常规平直出口激励器流场的异同。该斜出口激励器能将周围气体进行有方向的能量和质量输送控制,时均流场呈现沿壁面的横向流动输运特性。解释了横向流动输运的形成机理,并应用该激励器进行了边界层控制实验。研究结果表明:通过改变激励器的工作电压和频率,可方便有效地实现对平板边界层速度型的调控,使受控边界层速度型更"饱满",这对控制推迟边界层分离非常有利。 相似文献
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为研究超声速气流中液体横向射流的破碎过程,采用脉冲背景光方法和VOF方法开展了实验和数值研究。为提高液体横向射流中气液界面和气流场特征捕捉的精确性,采用自适应网格技术对于气液界面、激波出现位置进行网格细化,计算得到了较为精细的气液界面、激波特征及涡系结构。研究结果表明:在低成本仿真模拟条件下,利用自适应网格计算得到的射流轨迹和轮廓与实验吻合较好,射流轨迹的最大误差为10%;射流初始段在超声速气流条件下,仍然存在一段高度约为1.9倍喷孔直径且圆柱形态保持较好的连续光滑液柱。随着喷注压降的升高,液柱的长度逐渐增大;主流气体流经液柱发生三维绕流,在射流附近和近壁面区域形成不断演化的反转涡对,反转涡对的形成加速了液体射流一次破碎过程。 相似文献
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为研究热障涂层热冲击后损伤行为,设计并完成了陶瓷基热障涂层(TBC)的热冲击试验,研究了热障涂层损伤规律,分析了热冲击温度对损伤的影响。基于近场动力学(PD)理论,推导了热障涂层的热力耦合计算列式,编程计算了热障涂层的温度响应和裂纹扩展过程,分析了冲击温度对热障涂层损伤的影响。结果表明:纵向裂纹从陶瓷层表面萌生,沿厚度方向扩展到陶瓷层/粘结层界面附近,部分裂纹出现分叉和转向的现象,形成了与界面平行的横向裂纹;随热冲击温度提高,涂层中纵向裂纹萌生时间提前且数量增加,纵向裂纹数量在0.50 s时达到峰值。近场动力学方法可较好地捕捉热障涂层内部纵向裂纹和横向裂纹的萌生与扩展现象,且裂纹位置、裂纹形式及不同参数对涂层损伤的影响规律与试验符合较好。 相似文献
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微型涡流发生器放置于喷孔上游,采用纳米粒子平面激光散射(Nano-particle Planer Laser Scattering,NPLS)对微型涡流发生器诱导下的超声速横向射流进行了层析观测,并采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)方法计算了观测区域速度分布。对不同流向位置的穿透边界和横向扩散进行提取和统计平均,发现引入涡流发生器后射流穿透边界比未引入时提高了27%左右,而横向扩散最高提高了12.6%。分析涡流发生器尾迹速度场发现,尾迹在射流穿透方向上的诱导速度对射流穿透深度有重要作用,尾迹与射流在近场区域的相互作用是影响射流穿透深度和横向扩散的关键因素。 相似文献