高Re数层流管道中颗粒聚集特性的数值研究

该文基于“相对运动模型”对高Re数层流管道中颗粒的惯性聚集特性进行了数值模拟.为了解决高Re数流长管道问题,对管道进、出口施加了周期性边界条件.研究结果表明,采用周期性边界条件可以有效地减小计算域,选用L=4D的管道便可计算出高Re数管流中颗粒的受力特性.与低Re数不同的是:随着Re数的不断增大,颗粒在径向上的升力不再呈类抛物线分布,升力曲线在r+=0.5~0.7之间出现一个下凹的区域,在这个区域内有出现新聚集点的趋势,并且用a+=1/17的颗粒在Re>1000时得到了这个新聚集点的位置.此外,通过对流场进行分析,发现颗粒的周围有二次流产生,其强度随着Re数的增大以及颗粒向壁面靠近逐渐增强,而二次流的产生影响了颗粒升力空间分布.

旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究

本文利用长细比为3．0的尖拱形头部，其后为圆柱段，整体长细比为6．0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的胁D数效应及其分区性态的实验研究，其胁。数变化范围是0．6×10^5-13．3×10^5。文内首先研究和详细讨论了不同胁。数下非对称涡性态的分区特性；其次，为了研究湍流分离下过临界非对称涡流动的性态及其忍。数效应，本文发展了利用粘贴转捩带或转捩丝的人工转捩实验技术；在此基础上详细研究了过临界胁。数下非对称涡流动的性态包括流动的确定性、头部扰动周向位置变化引起非对称涡的演化规律以及过临界区的胁数影响规律。

低Re数流动条件下翅片管束换热及阻力特性的研究

实验发现,与光管管束类似,随Re数增加圆翅片与椭圆翅片管束亦先后呈现3种不同的流态,即层流、混合流和紊流,相应的有3种不同的换热机制和规律。在低Re数时,换热由层流或混合流机制所控制。目前,工程中用紊流区的换热与阻力规律向下延伸,用于设计运行于低Re数工况的自然抽风空冷器将导致设计的失败。实验表明,在自然抽风空冷器操作条件下,对于同样的换热系数,椭圆翅片管的压降比国翅片管低45%左右,采用椭圆翅片管将取得较明显的经济效益。实验还发现,来流气流不均匀性对自然抽风空冷器的平均换热特性几乎没有影响,因此对吸风入口型线的设计可以大大放低要求。

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析,探讨了绕流Re数对非对称涡结构和气动特性的影响,得出Re数不仅影响分离线位置和绕流流态结构,而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度,非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下,两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因;在两侧不同的流态下,转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。

2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用

Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力。综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围。

高Re数下N-S方程有限元数值解法研究

采用原参数形式N S方程直接解法 ,研究高Re数下N S方程数值解法 .波阵技术可节省内存 ,提高计算效率 ;混合插值函数可避免求解过程中的压力振荡 ;时间推进解法和简化迎风有限元技术可防止解的非物理振荡 ;低雷诺数的收敛解作为高雷诺数的初场 ,定常解作为非定常解初场 ,可提高解稳定性 ,加快收敛速度 .最后以驱动方腔为计算实例 ,对解法进行了验证 ,得到的结果与经典结果吻合较好 ,为高Re数下N S方程的数值解提供了参考 .

空腔内旋转流动LDA整场测量及实验Re数恒定方法

空腔内的旋转流动常常涉及二次流、旋涡破裂等复杂问题。在整场流动实验测量中 ,必须长时间保持恒定工况。目前文献中的作法一般是采用高精度的恒温水域 ,但系统复杂、控制精度受限制。笔者介绍了一种根据实测温度调频变速保持实验Re数不变的方法。实验表明 ,该方法简单易行 ,并能将流动在长时间内高精度地保持在同一工况Re数内。最后给出了采用这种方法的整场和旋涡破裂区域内速度分布的LDA测量结果。

高速大攻角Re数效应试验与分析

采用两个尺度不同的某战斗机模型,在2.4m高速风洞中进行了大攻角Re数效应试验研究。试验攻角范围为0°-70°,基于前机身端部当量直径的ReD=0.42×10^6-2.27×10^6。试验结果表明,Re数对大攻角试验数据影响明显;表面微几何效应、M数同样对大攻角气动特性也有一定影响;模型头部贴＂八＂字形粗糙带可以减弱Re数的影响,却不能获得高Re数下的试验结果。

高Re数圆柱绕流二维RANS模拟适用性分析

采用雷诺时均N-S方程(RANS)与SST k-ω湍流模型,对外径0.12 m圆柱进行二维数值模拟,Re数范围1.2×105～3.7×105。为保证计算结果的合理性,采用新计算域外形和网格分区,保证在圆柱周围和尾迹大范围内形成高质量的正交四边形单元。据所得不同网格尺度与时间步大小的圆柱气动力系数时程、平均值、均方根值及漩涡脱落的Strouhal(St)数,开展网格尺度与时间步长无关性检查,定出合理的数值模拟参数,再计算不同Re数下圆柱的阻力系数平均值及St数。与相关研究结果对比表明,采用二维RANS模型难以合理预测圆柱气动力与涡脱特性。

旋翼悬停性能的Re数影响研究

为了解决由旋翼模型风洞试验数据预估全尺寸旋翼性能的问题,开展了旋翼模型悬停性能试验数据的Re数影响及修正方法研究。采用3种旋翼的不同尺寸的模型进行了对比试验,通过试验结果的分析,研究了Re数对旋翼悬停效率的影响规律;按照旋翼理论的有关公式和定义,参考粘性流体力学的研究结果,推导了对悬停效率进行Re数效应修正的公式;利用推导的公式,对模型试验结果的悬停效率进行了修正计算和比较。对比试验结果表明,Re数较小的旋翼模型的悬停效率相对较低;修正计算结果表明,利用笔者推导的修正公式,可以对旋翼模型试验的悬停效率进行合理的Re数影响修正。

超临界层流复合翼飞机Re数效应修正方法研究

基于γ-Reθ转捩预测模型,对使用超临界层流复合翼的飞机进行转捩预测数值模拟。获得机翼在不同Re数下的自由转捩位置,计算转捩位置与试验数据吻合。结合转捩预测结果和强制转捩试验数据,对全机风洞试验数据进行不同高度的Re数效应修正。改变了战斗机只对阻力进行Re数效应修正的传统方法,分别对飞机的升力、阻力及纵向力矩进行Re数效应修正。

计及Re数影响的气动—声学性能实验及优化设计

实验和计算都发现高Ｒｅ数（自模化区）风机的宽频噪声占有大部分频域，而低Ｒｅ数（非 自模化区）下离散噪声占主导地位。优化设计结果表明对低Ｒｅ数的动叶必须进行修正，低Ｒｅ数 弯掠动叶与高Ｒｅ数相比，需要更大的弯角和掠角才能达到气动—声学性能的最佳值。

高Re数下变截面正八边形结构绕流特性试验研究

为得到雷达天线罩的绕流特性以开展结构设计,采用风洞试验方法研究了2.224 2×106≤Re≤8.896 9×106范围内变截面正八边形结构表面压力系数周向分布及其随Re数、倾角和风向角的变化规律,以及Re数对结构的气动力和气动力矩系数的影响。试验结果表明:周向平均压力系数变化较大,且受风向角的影响较为明显,在一定范围内Re数和倾角仅对边界层分离区域压力分布产生作用,而升力系数与阻力系数、升阻比、侧力系数以及气动力矩系数受Re数影响较大,且与风向角的相关性较为显著。

自由流单位Re数对边界层转捩的影响

利用激波管实验原理和实验技术,在截面为94 ×94mm^2的激波管实验段中,测量了自由流单位Re数单一变化时壁面边界层转捩Re数的变化规律。为此研制了一种可直接显示边界层从层流向湍流过渡全过程的热电模拟网络。根据大量测量结果,并以自由流单位Re数为自变量,整理出预测平板边界层转捩Re数的经验公式。

涡街流量计St数与Re数关系的研究

在涡街流量计中 ,St数在雷诺数Re某一范围内为常数 ,许多文献对此范围叙述不一。经过大量实验和研究 ,给出了准确的Re数的范围。只有在测量范围内 。

小型可调Re数弹道靶上的跨声速实验

本文介绍了一种可调 Re 数小型弹道靶设备;讨论了该设备实验中的一些问题.由此开展了两种尖头细长旋成体不同 Re 数下的跨声速实验,并给出了部分流场显示结果.

Re数对超声速弹丸湍流底压的影响

尽管在超声速湍流情况下,雷诺数对弹丸底部压力的影响不像在层流中影响那么大,但是实验研究表明对于轴对称体,超声速底部压力比是随 Re 数增加而减小的.该文介绍一种考虑 Re 数对绕弹丸超声速湍流底压影响的计算方法,计算结果和有关文献提供的数据吻合得较好.

管流流态判据的改进研究——以Wa数替代Re数的尝试

本文由理论和实验数据分析沿用一个世纪的传统流态判据雷诺数Re中存在的不合理问题,从综合影响流态的主要因素入手,重新拟定了具有确定临界值的新流态判据Wa=V/U_max ,介绍Wa数在判别流态、描绘流速分布,反映管壁粗糙度、计算沿程阻力系数和作运动相似准则等方面的应用,显示出Wa数在工程上的实用价值,为推广应用Wa数奠定基础。

高Re数弹性支撑圆柱的涡激振动数值分析

本文开展较高Re数下圆柱的涡激振动特性研究,以水为介质,基于Fine/Marine求解器,实现圆柱涡激振动现象的水动力及刚体运动的数值耦合求解,得到了4个质量比下的圆柱振幅趋势曲线。结果表明,选用的4个质量比对振幅变化趋势的影响较小。同时,对所得曲线中的不同分支进行分析,并对比现有低Re数下的研究结果,表明振幅趋势曲线在较低折合速度下出现了一个新的分支,其尾涡结构表现为2P模式,称为“左分支”;在较高折合速度下,上分支得到延伸,但相比原上分支,尾涡结构发生了明显的变化。

Autodesk Lustre数字调色配光软件开发人员荣获奥斯卡科学与工程奖

3月2日，欧特克有限公司宣布，Autodesk Lustre软件原创开发人员Mark Jaszberenyi以及软件工程师Gyula Priskin和Tamas Perlaki因开发影视业数字调色配光软件Autodesk Lustre而荣获奥斯卡金像奖，这是由欧特克开发的技术第五次获得美国电影艺术与科学学院的认可和褒奖。