前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性

通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域（0.13×10^6~0.81×10^6）的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离（Tr）,而高位涡侧仍处于亚临界层流分离（L）,非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。

翼身组合体大迎角前体非对称涡流动性态研究

在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。

纯剪切流动和点涡流动速度场和流场的数值模拟研究

以纯剪切、点涡流体为研究对象,通过数值模拟的方法对其内部流场、速度矢量场进行研究,较准确得验证了流体流场和速度场的分布特性.为各种流体运动可视化研究领域提供一个清晰的概貌,为矢量场可视化的研究发展提供参考.

圆周形涡流动速度场的数值模拟研究

以圆周形涡流体为研究对象,通过数值模拟的方法对其内部速度场进行研究,较准确得验证了流体速度场的分布特性.为各种流体运动可视化研究领域提供一个清晰的概貌,为矢量场可视化的研究发展提供参考.

二维非定常有涡流动的数值模拟方法

为有效地模拟二维有分离现象的粘性流动,发展了求解涡量流函数方程的数值方法。对涡量输运方程的时间项运用四阶Runge-Kutta法离散,从而将方程分解为4个计算步分别求解。在每一计算步对方程进行Steger-Warming近似因式分解,从而使涡量的计算在空间的两个方向上分别进行。对流项采用Chakravaythy-Oscher总变差减少(TVD)格式离散。流函数的Poisson方程运用Tschebyscheff SLOR方法交替方向迭代求解。运用该方法对突然起动圆柱和高雷诺数时弯曲薄翼的非定常有涡流动进行了数值模拟,并将计算结果与其它方法的计算结果和试验结果进行了对比,结果表明本方法具有精度高、数值稳定性好和计算效率高的优点。

电涡流制动器在卧螺离心机差转速定值控制中的应用

介绍了电涡流制动器的结构和特性，以及由电涡流制动器、数字转速表、ＰＩＤ调节器和程控稳压稳流电源构成的卧螺离心机差转速定值控制装置。

一种基于动生涡流磁场的钢质管道管体损伤外检测方法

钢质管道缺陷严重影响钢质管道的安全运行,目前大多数钢质管道检测方法效率较低,为提升钢质管道管体缺陷检测效率,提出一种基于动生涡流的管道缺陷高速磁检测方法,并对动生涡流磁场的检测原理进行解释。利用有限元,建立高速磁检测模型,分析动生涡流在管体的分布特点,及其与原磁场的相互作用;分析不同检测位置的磁场分布情况,选取最佳的检测位置。选用适合高速检测的多匝线圈传感器,以提高灵敏度和信号幅值。设计缺陷高速磁检测试验平台,开展不同速度、不同提离高度和不同种类缺陷(盲孔与刻槽)下的检测试验。结果显示:相较于其他检测位置,磁铁后方的动生涡流磁场强度较高,动生涡流磁场分布也较均匀,对缺陷的检测效果最佳,因此选取磁铁后方为检测点;在25 m/s的高速下,该检测方法对设置的几种缺陷仍有良好的检测效果;缺陷信号峰峰值与缺陷宽度、缺陷深度及检测速度均大致成正比;缺陷信号峰峰值与提离高度成指数关系,提离高度越大,峰值越小;缺陷信号峰峰值间距与提离高度大致成正比。综合研究显示,动生涡流磁场的检测方法与其他传统方法相比,在检测速度上有较大优势。

磁场运动速度对动生涡流热成像的影响

动生涡流热成像是利用导电试件切割磁力线产生的动生涡流作为热激励的新检测方法。通过电、磁、热多物理场耦合仿真方法和高速热成像检测试验,对不同深度缺陷在不同磁场运动速度下的热响应进行了研究。仿真和试验结果表明,在不同运动速度下缺陷产生了明显的热响应差异,速度越快,趋肤效应越强,靠近工件表面的缺陷的检测效果更明显。

动生涡流无损检测的二维稳态解析模型

动生涡流无损检测方法在金属材料的高速检测中有较好的应用前景,但目前仍缺少有效的解析模型。为了解决这一问题,应用傅里叶变换建立了基于导线激励的动生涡流检测解析模型。首先基于麦克斯韦方程组推导出空气和导体中的电磁场控制方程,然后引入傅里叶变换求得空间频域通解,再根据磁场边界条件求得空间中磁场的分布以及导体试件中涡流的分布。最后将解析结果和有限元仿真结果对比,验证解析模型的正确性,并基于解析模型分析了导体运动速度对涡流分布的影响。

基于动生涡流磁场的钢质管道内壁缺陷快速外检测

采用ANSYS有限元分析软件探讨了钢质管道内壁缺陷形状、宽度、深度及检测速度与动生涡流场间的关系;设计并搭建了快速外检测试验装置;评价了高速检测条件下,不同缺陷深度所产生的动生涡流信号特征。发现缺陷自身的深宽比越大,缺陷信号的磁感应强度信号越强;随着检测速度提高,动生涡流磁感应强度虽逐渐减小,但仍能精确检出缺陷的位置及参数信息;试验结果与仿真结果具有相同的变化趋势。试验结果表明,基于动生涡流磁场的钢质管道内壁缺陷快速外检测方法能够对管道内壁缺陷进行精准定位与参数辨别,可为管道的快速、精准检测提供理论参考和技术支持。

基于动生涡流效应的高速运行构件亚表面缺陷检测

基于电磁场理论和有限元分析方法,使用Maxwell软件建立含亚表面缺陷的铁磁性和非铁磁性金属构件在直流线圈磁场作用下动生涡流磁场的数值计算模型。通过仿真分别研究了亚表面缺陷深度、构件运动速度以及传感器位置对缺陷信号的影响,并进行了试验验证。

涡流压力脉动线的终结

用简单的制造工艺加工的回收转环是混流式水轮机设计中控制尾水管中不期望有的脉动和旋涡的有效方法。

非定常流动的快速拉格朗日涡方法数值模拟

采用快速拉格朗日涡方法数值模拟有复杂旋涡运动的非定常流动.利用离散涡元模拟旋涡的产生、聚集和输送过程.拉格朗日描述法用来计算离散涡元的移动,而移动速度则利用广义毕奥-萨伐尔公式结合快速多极子展开法计算,修正的涡半径扩散模型用来模拟离散涡元的黏性扩散.突然起动圆柱和大攻角下突然起动翼型的非定常有涡流动的数值模拟,及其与试验结果的对比验证了方法的有效性.另外,大攻角下突然起动翼型的计算结果给出了翼型起动后吸力面旋涡的产生、发展,周期性非定常流动的形成,以及尾流旋涡结构等一些重要的流动特征.

细长体大攻角分离流动的数值模拟研究

采用数值模拟方法研究了具有头部微小扰动细长旋成体大攻角分离流动。考察了全层流和全湍流情况下头部扰动位置和大小对背风面流动和截面侧向力的影响。结果显示：在给定的扰动形式下，层流和湍流背风面流动存在明显的双稳态特征，侧向力随扰动周向位置呈双周期变化；扰动大小对层流流动的影响明显大于对湍流流动的影响。

流体运动中有旋无旋的判定

本文依照刚体速度分解定理的形式，以剪切流动为例推得流体的速度分解定理，总结出流体流动的有旋与无旋的判定公式，并用实例加以验证。

风轮振动对尾迹涡量特征的影响研究

通过利用UDF代码并采用动网格技术使得风力机叶片达到1阶振动及1阶、2阶叠加振动状态,并对风轮近尾迹速度场及涡量场特征进行分析,同时利用Q准则分析低阶振型对尾迹涡量及涡传播路径的影响。结果表明,随着风轮旋转,叶尖涡脱落后在尾迹中连续性好,并出现与附着涡融合的现象;施加不同振型后,叶尖绕流速度加快,叶尖涡与中心尾迹掺混明显,掺混区域向后偏移,近尾迹涡系结构变得复杂且整体涡量增大;尾迹螺旋直径增长率依次变大,涡管形状变粗,叠加振动状态下涡管出现粘合且其数量减少。

涡运动:混沌与混合机理

本文综述了利用非线性动力学方法研究有涡流动的进展,并讨论了它们在流体混合机理研究中的应用.

无缝钢管涡流检测速度效应仿真研究

针对无缝钢管涡流检测时,速度效应对钢管内涡流分布以及检测效果的影响问题,对钢管内涡流分布以及外壁缺陷特征信号进行了研究。建立了有限元仿真模型,分析了不同外壁缺陷深度和宽度的特征信号与检测速度之间的关系。结果表明:随着待测钢管与激励线圈之间相对运动速度的提高,钢管内动生涡流(MIEC)的强度越来越大,同时,钢管内磁场强度显著增大。当外壁缺陷深度逐渐增大时,磁通密度的峰值越来越小;外壁缺陷宽度逐渐增大时,磁通密度的峰值越来越大。

油气长输管道管体损伤的高速涡流磁场检测

针对油气长输管道外壁缺陷影响管道安全运行的问题,提出了一种基于动生涡流磁场的无损检测方法。借助ANSYS Electronics有限元分析软件分析了管道表面缺陷参数、检测速度与动生涡流磁场之间的关系,发现在不同管道表面缺陷参数下,动生涡流磁场会根据缺陷形状、尺寸的差异反馈出不同的磁感应强度信号,缺陷尺寸越大,信号反馈越强烈;随着检测速度的提高,动生涡流的磁感应强度逐渐增大,但整体变化趋势基本一致。根据工程实际研制了基于动生涡流磁场的管道无损检测试验装置,开展了试验研究,得到了与仿真相同的规律性结果,从而验证了该技术的可行性,表明动生涡流磁场无损检测方法能够对管道缺陷进行精准定位与辨别。

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.