雾滴冷却对压气机边界层分离流动的影响研究

采用欧拉-拉格朗日坐标系对喷雾减温过程进行数值研究,研究喷雾条件下NASA stage 35的流场特性,以及雾滴冷却对边界层分离的影响,探究对边界层分离产生的黏性损失。结果表明,喷雾冷却使流场进口质量流量增加和温度降低。雾滴的蒸发使流体组份发生变化,流场的运动黏度增加,导致边界层分离延迟和边界层厚度变薄。在干空气条件下边界层在25%弦长发生分离。喷雾使边界层移动至29%弦长发生分离。尽管雾滴冷却下边界层分离产生的黏性损失增大,但是边界层分离延迟和变薄对叶型损失起主导作用,喷雾冷却工况下叶型损失减小3.68%。

边界层分离再附着效应对板式换热器传热特性的影响

建立了描述板式换热器的曲线方程,通过数值模拟验证了层流条件下边界层分离理论模型的可靠性,发现Thwaites理论计算量较小,并且可以准确预测层流边界层的分离。采用层流方程求解了曲线型流道中不同Re下的流场与温度场。通过分析发现,曲线边界导致流道收缩,加快了流速,增强了热量运输,但是分离泡极大地削弱了热量的传递,没有起到强化换热的作用。

二维不可压缩Navier-Stokes-Allen-Cahn系统的边界层分离

该文研究了二维不可压缩Navier-Stokes-Allen-Cahn系统的边界层分离.首先利用不可压缩流的几何理论以及泰勒展开式,得到平直边界下边界层分离的条件;其次求出边界奇点,得到弯曲边界下边界层分离的条件.这些条件由初值和外力决定,可以预测Navier-Stokes-Allen-Cahn系统发生边界层分离的时间和地点.

微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究

在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制.根据超临界翼型边界层分离特性,提出了涡流发生器的流动机理.研究了梯形涡流发生器不同高度和弦向位置对边界层分离控制效果的影响.研究表明,微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制主要起减阻作用;适宜采用微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离进行控制,其最佳位置应在分离线前2～5H涡流发生器高度之间.

MHD控制激波诱导边界层分离的机理

激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气并施加洛伦兹力,能使分离点向下游移动,分离区尺寸减小,从而抑制和缓解由于激波-边界层相互作用而引起的分离。

风力机翼型边界层分离流动三维特性的数值模拟

针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下得到了更加细致的涡结构,且更能显示出边界层分离流动的三维特性,计算出的翼型气动性能与实验测试值更接近,因此,Spalart-Allmaras湍流模型比k-ωSST湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效。数值计算结果同时揭示了分离流动的三维特性是影响翼型气动性能的重要因素,而二维模型并不适用于翼型气动性能的计算。

低速流体边界层分离检测试验

结合边界层分离点附近的切应力变化规律,对边界层分离特性进行研究,确定边界层分离点的判定依据。采用分立元件通过表面贴装工艺来实现柔性微型热膜传感器阵列的集成,并研究该传感器阵列中敏感元件、柔性衬底的设计及传感器的排布,解决柔性传感器阵列对微细加工工艺要求较高的难题。根据边界层分离点判定依据,在低速风洞试验中对传感器阵列的性能和传感器阵列输出信号采用统计量算法和傅里叶变换功率谱算法进行处理判断,并与计算流体力学仿真结果对比,结果表明制造的微型热敏传感器阵列能够实现对流体边界层分离位置的在线测量。

MHD控制激波诱导湍流边界层分离的机理分析

为了研究磁流体动力学(Magnetohydrodynamics:MHD)加速边界层对激波-湍流边界层相互作用的影响,用高阶有限差分法求解了小磁雷诺数近似的MHD湍流方程。其中,无粘通量采用WENN格式离散、粘性通量采用Roe平均中心差分离散,时间采用半隐式推进,并采取追赶法求解。计算给出了湍流、电场、磁场和电导率等参数对边界层分离的影响,数值结果显示:在同样的逆压梯度下,湍流边界层分离能更快地趋于稳态流场,且分离区比层流小;通过施加洛仑兹力加速,边界层速度型面变得更加饱满、位移厚度减小、分离点和再附点向激波与固壁的交点靠近,分离区尺寸减小甚至最终被消除。

用不同湍流模型预测机翼边界层分离区

介绍了机翼气流分离区的预测方法和不同湍流模型对其预测结果的影响。分析了C-S模型用于分离流计算的缺点,提出了对模型的若干种改进方案,并通过实例计算说明它们的应用效果。还给出了使用k方程模型求解边界层分离流问题的技术细节与技巧,对计算结果与代数模型结果以及试验结果作了比较。结果表明,对C-S模型的原型作适当修正是必要的,修正内容包括在外层粘度系数定义时用流向位移厚度来取代三维位移厚度,并计入壁面流线角影响;在定义内层粘度系数时,需计入压力梯度影响和横向与纵向旋涡粘度比的影响。

洛仑兹力控制高超声速进气道边界层分离的数值模拟

采用空间HLLE格式、时间LU-SGS推进、sst-kω湍流模型、多块结构网格程序,对磁流体动力学(Magnetohydrodynamic:MHD)控制高超声速二维进气道边界层分离进行了数值研究。研究发现,不施加控制时,数值模拟得到的壁面静压和实验结果符合良好,进气道喉道处分离区占据喉道高度的1/3左右。通过施加MHD控制,消除了进气道内部的边界层分离,总压恢复系数从0.502提高到0.56,喉道处流场畸变系数减小了18.6%。

脊状结构对翼型边界层分离特性影响大涡模拟研究

流动分离、湍流再附现象对翼型空气动力性能影响较大,为了改善翼型气动性能,研究了脊状结构对翼型边界层分离及尾迹速度的影响。采用数值计算方法,分别将脊状结构布置在NACA0018翼型的顺压梯度区(前段)和逆压梯度区(后段)内,分析了脊状结构对翼型边界层速度分布和尾迹速度分布的影响。研究结果表明:在迎角6°,来流速度为24m/s和12m/s下时,脊状结构前段布置时,翼型边界层分离点略有提前并且分离区域提前结束,其分离程度相对微弱。相比之下,脊状结构后段布置时,在推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域,其尾迹速度亏损更小,亏损区域的面积也更小,边界层控制效果更为明显。两种脊状结构均可以有效的控制边界层的分离,缩小边界层分离区域的范围,减小尾迹速度损失。在翼型表面合理的布置脊状结构为翼型流动控制提供了新的思路。

热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理

通过数值模拟的方法研究了马赫5的超声速进气道内,热激励对激波/边界层相互作用的控制机理。研究了热激励器放热功率(E)、热激励器展向放置数目(N)和热激励器到控制激波的距离(S)三个参数在超声速进气道内激波控制和边界层分离改善中的表现。分别针对以下四种条件进行了数值模拟:1)E=2k W、N=2、S=0.02m;2)E=3k W、N=2、S=0.02m;3)E=2k W、N=3、S=0.02m;4)E=2k W、N=2、S=0m。分析发现:在以上四种条件下,均可观察到热激励在控制激波和改善激波诱导边界层分离上有着显著的效果。热激励器的放热功率对激波的控制效果有着明显的影响,在本文所考虑的热激励能量范围内,放热功率越大,原激波角的改变越大,最终分离区的改变越明显;展向放置的热激励器数目N影响着输入到流场的能量密度,并且N越大,壁面附近的激波面越趋于平面。尽管N对上壁面沿展向的压力分布无明显影响,但对上壁面分离区大小有明显的影响;对比条件1和4下的计算结果,发现S=0.02m可以得到很好的控制效果,而S=0m时流场结构几乎没有变化,这就表明热激励器必须放置在控制激波上游的一定距离处才会有预期的效果。

高超声速进气道壁面开缝对边界层分离影响研究

以二维高超声速进气道GK01为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究。结果发现,利用文中设计的壁面开缝措施可以有效减小甚至消除激波/边界层干扰带来的边界层分离现象,降低粘性效应造成的负面影响;相对开缝前,开缝措施在设计点和非设计点均能明显提高进气道的总压恢复系数和动能效率,而对流量捕获系数的影响很小。同时文中给出了开缝措施在非设计点下对进气道性能指标的影响规律。

渣浆泵叶片边界层分离点位置移动的试验分析

根据渣浆泵叶片压力面边界层控制方程以及边界层分离位置移动的参考点法,通过对分离点位置移动的试验结果分析,指出边界层分离点的位置能随分离参考点位置的改变而同向移动,而叶片形状的改变是引起过流表面边界层分离参考点位置移动的主要原因。借助于分离参考点的位置坐标,通过改变叶片形状系数,能有效地使分离参考点移向叶片出口端。若分离参考点接近于出口端,则可获得满意的测试结果,这说明边界层实际分离点的位置已经很接近于叶片的出口端。

凝结与边界层分离相互作用机理的数值研究

为揭示流场中粘性引起的边界层分离与自发凝结相互作用的机理,对缩放喷管和汽轮机叶栅中的自发凝结两相流动进行了数值模拟.气相采用N-S方程,液相凝结过程采用对多阶复合参数进行积分的方法求解.通过比较粘性流动和非粘性流动中液相参数分布的差异,分析了边界层分离和尾迹涡扰动与凝结相互作用的机理.结果表明:凝结的存在使得湿蒸汽流动中叶栅吸力面边界层的分离程度远大于过热蒸汽流动中的分离程度,边界层分离产生的损失不可忽视.对边界层分离和尾迹涡产生叶型损失的原因进行了分析,结果表明:尾迹涡的扰动作用使得成核过程发生了变化,且改变了水滴数和湿度的分布.

化工类课程中流体力学所体现的课程思政及“边界层分离”教学创新

在高校化工教学过程发现,化工传递过程、化工原理等化工类课程所使用的教材中关于流体力学“边界层分离”的附图及文字描述较难理解,学生(包括本科生和研究生)普遍反映“边界层分离”的内容偏于深奥,晦涩难懂。作者根据近几年的教学情况结合自己的理解,从家国情怀、政治认同、科学家精神和科创精神等方面挖掘了化工类课程中有关流体力学的几个思政案例,辅助学生理解深奥的知识。此外,基于科创精神课程思政典型案例启发,作者将流体力学“边界层分离”相关附图略加修改,结合机械能守恒方程,就“边界层分离”谈一点认识,力求使学生更容易接受和理解。

表面台阶引起的高超声速湍流边界层分离

介绍了圆柱、方柱和二维台阶前干扰热流分布及油流和液晶热图的实验结果。来流马赫数Ｍ＿１＝５—９，雷诺数Ｒｅ＝（２—５）×１０￣７／ｍ，台阶高度与边界层厚度比ｈ／δ＝０．０６— ２．５．实验发现干扰压力和热流高峰值出现在台阶前０．１５倍台阶高度处的再附点附近，方柱台阶前压力和热流最高峰值不在中心线上，而在两侧角之内０．５倍台阶高度处附近，结果还表明干扰区几何特征参数，如分离距离、热流峰值和谷值点位置，与马赫数、雷诺数和台阶展宽无关，只随台阶高度线性增加。

边界层分离点实时数据采集与处理系统的设计与实现

通过分析实时数据采集与处理的基本原理和系统构架,搭建了适用于微型飞行器边界层分离点检测的实时信号采集与处理系统.该系统主要由模拟低通滤波电路、模数转换电路(ADC)、场可编程门阵列(FPGA)控制电路及USB接口电路构成.测试结果为:基准电平0.1mV,峰峰值407mV,频率1kHz,满足边界层分离点实时检测和判定的要求.

用柔性微型传感器阵列测量边界层分离点的实验研究

结合边界层分离点附近的剪应力变化规律,提出了在飞行器外表面贴附微型传感器阵列的分离点检测方法,并给出了相应微型剪应力传感器阵列的设计方案。同时提出了基于三极管恒流源电流镜驱动电源设计和滤波衰减电路设计方案,并在NACA0012标准翼型上实现了边界层分离检测系统集成,最后,在低速风洞实验中对传感器阵列的性能和传感器阵列输出信号的处理判断方式进行验证,对实验结果的分析表明本研究制造的微型热敏传感器阵列能够实现对流体边界层分离位置的在线测量。

基于边界层分离理论的低比转数离心泵设计

为研究边界层分离对低比转数离心泵水力性能的影响规律,由边界层不发生分离条件,结合离心泵湍流边界层理论,在不改变叶轮进出口几何参数的情况下,通过实际案例设计新的叶轮叶片型线,探索在水力设计中防止或抑制过流表面边界层分离的方法.叶轮叶片型线方程以叶片安放角β为变参数,引入速度系数kv作为中间因子.水力设计计算结果显示:边界层动量损失厚度随速度系数kv的增大而变厚,理论扬程随速度系数kv的增大而升高;在满足理论扬程的条件下,减小叶片型线方程中速度系数kv的取值,有利于抑制过流表面边界层的分离.数值模拟结果表明,低比转数离心泵叶轮叶片型线设计不合理是导致过流表面边界层分离的主要原因,边界层分离引起泵的水力性能下降,在设计工况下,改型泵的扬程比原型泵的扬程增加不明显,但水力效率有所提升;新的叶轮叶片型线对内流场状况有一定的改善作用,能有效防止回流与涡旋的产生和发展.