离心叶栅湍流流场的数值研究

本文用二维不可压平均定常的 N- S方程组结合两方程 k-ε湍流模型 ,在任意适体曲线坐标系上计算了旋转离心叶轮叶片通道内的相对流场 ,结果与实验数据吻合良好。分析表明 ,由于离心力和哥氏力构成动量方程中的一个很大源项 ,因而较之非旋转流动需要采用较低的低松弛因子 ,并相应地提高了对初始流场和初始压力场的要求     

叶轮机粘性流矢量方程在曲线坐标系中展开的新方法和数值计算

本文讨论在非正交曲线坐标系中 ,粘性流矢量方程一种新的展开思路。应用这种展开方法可以得到项数减少很多的展开式 ,便于工程计算。文中同时给出了可压缩与不可压缩方程的展开式 ,给出了统一方程表达式。最后对二维不可压叶栅粘性流和三维可压叶栅粘性流进行了数值计算 ,计算表明本文给出的新展开方程是有实用价值的     

旋涡对翼型的气动干扰

用数值模拟方法研究了旋涡对翼型的气动干扰。出发方程是N-S方程。数值格式为Beam-Warming格式。结果表明,旋涡位置改变,其对翼型的气动(激波和升力)干扰随之有显著变化;涡的有利干扰可使翼面上流动分离受到一定程度的控制,导致翼型升力增大;涡的位置和强度的合理组合能有效地提高升力。计算还表明,单一旋涡扫过翼型时平均升力将提高50％左右。     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

跨声速半球柱绕流流场的激波系结构

本文在1相似文献   

用全位势方程计算机翼的亚声速,跨声速和超声速绕流

对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。本算法要求机翼前缘有大后掠角,后缘可稍许后掠或前掠。本文算例表明,所研制的计算程序已可提供工程实用。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

轴流风扇内部气固两相流动高速摄影实验研究

利用高速摄影技术对轴流风扇内部粒子的运动特性进行了测量。实验测量了3个圆周面内跨叶片间粒子的运动规律。所用粒子为1mm直径的泡沫球。对拍摄图像进行处理之后发现:(1)在叶轮通道内压力面一侧粒子浓度比较大, 吸力面一侧则比较小, 并且在吸力面有无粒子区存在。(2)粒子和压力面发生碰撞和反弹, 而不会和吸力面发生碰撞。(3)在压力面一侧粒子的运动速度比较低, 而在吸力面一侧粒子的运动速度比较高。      

用声激发扰动控制边界层转捩

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流度风洞中作了进一步实验研究，实验成功地证实边界层的人工转捩位置可以用声激发振动控制，通过比较声激发装置的传递函数，声压和固定转捩位置所需的最小输入功率优了性能较佳的声激发装置，用大功率扬声器驱动产的声扰经模型内管道及模型表面上展向一排小孔传入边界层是一种有效可行的人工转捩控制方法，测量结果表明，强迫边界层转捩所需的声扰动强度对湍流边界层的速度型及壁面剪应力影响