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851.
852.
根据现有实验数据,本文进一步分析了三维边界层内纵向涡对雷诺应力分布的影响,从而建立了一个足以模拟三维边界层湍流特性的二阶矩封闭模式。在新模式中,着重考虑了三维平均涡场引起的雷诺应力输运的非线性作用。以文[3]给出的模拟无限后掠翼实验为例,本文分别应用基准的二阶矩模式和新建立的非线性二阶矩模式对三维边界层内的雷诺应力分布作了数值预计。结果表明:应用基准二阶矩模式所得雷诺应力诸分量的预计值均比相应的测量值大得多,且完全不能预计切应力方向相对于速度梯度方向的滞后;而非线性二阶矩模式对雷诺应力分布的预计则基本上与测量数据符合,且能定性地模拟切应力方向相对于速度梯度方向的滞后。 相似文献
853.
本文利用二维高阶矩湍流闭合的中尺度数值模式,模拟了局地加热源上大气边界层的湍流结构,讨论了大气边界层与自由大气之间的相互作用,并由此亦使人们在海风消失时常常观测到的“风通(bore)”现象得到解释。 相似文献
854.
后向台阶湍流边界层分离、再附及发展 总被引:2,自引:0,他引:2
应用激光测速仪对后向台阶湍流边界层分离、再附及发展进行了测量,得到时均流速、流向湍流度、平坦系数和偏斜系数等沿程分布。依据时均流速分布特性,得到分离区边界及再附点位置x_r=5.2h_s(h_s为台阶高度),再附后湍流边界层恢复速度型相似的位置x_T=13.5h_s。在详细分析湍流边界层区域时均及紊动特性的基础上,与光滑平板湍流边界层进行了比较。结果表明,除流速分布对数公式中积分常数较大外,无其它差别。此外,湍流边界层区存在尾流律,尾流参数π=0.29。 相似文献
855.
856.
本文用空间模式的二次失稳理论分析了Blasius边界层转转捩实验 ̄[1]中C-型失稳后扰动演化过程。其幅值演化曲线与实验曲线符合较好。 相似文献
857.
给出了前缘后掠65°、双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验Mach数为1.10,1.53,2.53,3.01和4.01,攻角范围为5°~25°。应用蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了空间和表面流型照片。蒸汽屏显示表明:在机翼背风面三角形区域的空间流型随法向攻角αN(在垂直于前缘的平面内流速与弦线间的夹角)和法向Mach数MaN(来流Mach数在垂直于前缘平面内的分量)变化,并可在αN和MaN为坐标的平面上划分出7种流型存在的区域。侧缘区有侧缘分离涡形成;后缘有尾涡拖出。从纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片对照可获得机翼锥面激波位置随Mach数的变化;以及激波-诱导分离线位置随Mach数和攻角变化曲线。机翼表面油流谱显示出了主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其他有关实验和数值计算结果比较符合得很好 相似文献
858.
859.
对SST湍流模型中的Bradshaw常数a1进行了修正,并对跨声速和超声速流中激波/边界层干扰进行了数值模拟研究,空间离散采用二阶精度差值的低耗散通量分裂格式(LDFSS),时间离散采用对称高斯-赛德尔(SGS)算法。结果表明:在跨声速流动中,计算得到的壁面压力分布、分离区长度和速度剖面都与实验值吻合较好,而且很好地模拟了典型的λ激波结构;在超声速流动中,修正后模型的计算精度较原始模型有了较大改善,计算得到壁面压力分布和分离点的位置都和实验值吻合较好。 相似文献
860.
电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明:马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。 相似文献