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采用直接数值模拟方法,对槽道湍流中确定分布的Lorentz力的流动控制与减阻问题进行研究.讨论了Lorentz力作用于槽道湍流后,流场的特性和涡结构的特性,并对此类Lorentz力对槽道湍流的控制与减阻机理进行了讨论.研究发现:1)Lorentz力诱导的层流流场壁面附近存在梯度极大的展向速度剪切层,该剪切层容易形成流向涡结构;2)在给定合适参数的确定分布的Lorentz力作用下,湍流流场仅剩周期分布的准流向涡;3)与未控制流场相比,控制后的流场中,准流向涡的抬升高度大大降低,从而减小猝发强度,使壁面阻力下降. 相似文献
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利用高时间分辨率粒子图像测速(time-resolved particle image velocimetry, TR-PIV)技术,在不同雷诺数下对光滑壁面和二维顺流向、三维正弦波(two/three dimensional, 2D/3D)沟槽壁面湍流边界层流场进行了实验测量,从不同沟槽对湍流边界层相干结构影响的角度分析了其减阻的机理.对比不同壁面的各阶统计量结果发现:沟槽降低了壁面摩擦阻力,存在减阻效果,正弦波沟槽的减阻率增大.运用相关函数、λ_(ci)检测准则等方法提取了不同壁面湍流边界层发卡涡和低速条带等典型相干结构的空间拓扑形态,结果表明:两种沟槽壁面的相干结构在流向和法向上的空间尺度均有不同程度的减小,且相干结构与主流之间的倾角趋于更小,流体在法向上的运动及结构的抬升受到明显抑制,发卡涡诱导喷射和扫掠的能力降低,从而影响了湍流中能量与动量的输运过程及湍流的自维持机制,且相比于2D沟槽, 3D正弦波沟槽作用效果更为明显.在同一雷诺数下,随着距离壁面法向位置的增加,不同壁面湍流边界层低速条带的展向间距都变宽;但同一法向位置处2D/3D沟槽壁面湍流边界层低速条带的间距与光滑壁面的相比更宽,沟槽的存在有效抑制了低速条带在展向上的运动,使得低速条带更稳定. 相似文献
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低速压气机叶栅附面层分离的实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
本文利用表面热膜对某高负荷压气机叶片吸力面附面层的分离过程进行了实验研究,捕捉到了边界层分离点的位置及其随攻角的变化情况,给出了利用表面热膜测量的准壁面剪切应力米预判分离先兆和分离点位置的判据.同时,分析了 Re数对附面层分离特性的影响.结果表明:准壁面剪切应力及其均方根极小值对应的位置点是进入分离泡内的第一个测量点;在所有测量的工况条件下,表面热膜都捕捉到了吸力面附面层的长分离泡,并能准确捕捉到攻角所引起的分离点位置变化;低Re数下,Re数对附面层分离影响较小. 相似文献
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在低Reynolds数条件下,翼型绕流的上表面边界层由于抗逆压梯度能力变差容易发生流动分离,从而形成长层流分离泡.分离泡通常是非定常的,会诱发边界层的转捩、再附并形成湍流边界层.这个过程会使翼型的气动性能急剧下降,并伴随着强非线性效应.转捩后形成的湍流边界层也会产生高摩擦阻力.针对这种现象,文章以NACA0012翼型为例,通过隐式大涡模拟研究了有效的主动控制方案.为了统一分离控制技术和湍流边界层减阻技术,研究了在平板或槽道湍流中取得较好控制效果的壁面垂向反向控制方案.首先利用隐式大涡模拟研究了低Reynolds数条件下NACA0012翼型绕流的流场特征.其次分析并验证了反向控制方案在分离区控制流场的可行性,发现反向控制在分离区的作用相当于基于流场信息的壁面抽吸控制,且控制具有实时性和高效性,控制抽吸了前缘的低能流体,使得翼型前缘附面层变薄,并增强了其抗逆压梯度的能力,较大程度提高了翼型的气动性能.最后在湍流边界层验证了其减阻控制效果,发现反向控制阻断了流向涡的法向输运,抑制了涡结构的发展,并减弱了猝发过程,使得湍流的高摩阻力得到了有效降低. 相似文献
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带肋通道和气膜冷却交互下的绝热和耦合传热研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《工程热物理学报》2016,(7)
燃气轮机透平叶片冷却中,内部肋片扰流对气膜冷却效果有显著影响,当边界条件为金属壁面绝热和金属壁面耦合时,冷却效率会有不同的表现。本文采用数值计算方法,分别计算绝热边界和耦合边界条件下,气膜孔进口与内部冷却扰流肋片不同相对位置条件下的绝热气膜冷却效率和耦合条件下的整体冷却效率进行计算。结果表明当气膜进口位于肋后扰流区时,绝热气膜冷却效率较差。绝热边界和耦合边界条件下流场相似,气膜孔与肋片相对位置对于气膜孔下游整体冷却效率的影响与绝热条件相似。 相似文献
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为精确捕捉诱导轮中空化的行为特征并揭示其非定常流动机理,采用大涡模拟(LES)对一凝水泵诱导轮在设计工况、临界空化数下单独进行数值分析。基于Omega涡识别方法,对诱导轮内空化流动的流动结构及空化泡的关系进行研究。结果表明,Omega涡识别技术可以很好反映流动结构(剪切流与旋转流)与空化泡的关系:设计流量、临界空化数下,诱导轮叶片入口附近空化泡主要集中在轮缘附近的回流区内,回流区内部流动主要以剪切流的形式存在;而在流道中的回流区内流动主要以旋转运动为主,且空化泡主要集中在回流区与主流的剪切层区。 相似文献
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低雷诺数下周期性尾迹/层流分离泡相互作用的大涡模拟 总被引:7,自引:0,他引:7
本文采用大涡模拟(LES)方法,对低雷诺数条件下周期性尾迹/层流分离泡的相互作用进行了数值模拟.计算域入口尾迹采用独立计算的平面尾迹流给出.对周期性尾迹作用下的层流分离泡进行了统计特性及瞬态流场分析,并与相同条件下的无尾迹流动进行比较.计算结果表明:在尾迹作用下,时均层流分离泡长度明显缩短,分离泡变小;相位平均的分离点/再附点随时间不断变化;从瞬态结果容易看出,尾迹诱导的流向涡结构是导致分离泡提前转捩的主要原因. 相似文献
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高负荷低压涡轮边界层转捩预测及其机理分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文利用数值模拟方法在不同雷诺数、自由来流湍流度(FSTI)下对某高负荷低压涡轮叶型边界层转捩流动进行了数值模拟,并与实验测试结果进行了对比。结果表明:该转捩模型在不同的雷诺数和FSTI情况下均可以得到满意的数值计算结果,而仪仪利用湍流模型得不到合理的计算结果;当进口特征雷诺数较低时,叶型表面长分离泡的出现在很大范围内改变了壁面处的静压分布;随着自由来流湍流度的提高,叶型吸力面分离点的位置靠后且其对应的再附点位置靠前,即分离泡长度较短,高来流湍流度可以减小叶型吸力面的分离区域,减小叶型损失。而较低的自由流湍流度则在叶型尾缘对应着较长的分离泡,增大了流动分离再附的预测难度。 相似文献
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抑制超声速武器舱空腔流噪声是航空领域中一项重要课题。大量研究表明在空腔前缘采用主/被动控制技术可以在一定程度上抑制腔内噪声水平。利用大涡模拟(large eddy simulation, LES)技术计算分析了Mach 1.4开式矩形方腔及波形、弧形两种前后壁几何修形后空腔的流动及噪声, 探索超声速来流条件下几何修形被动控制技术对开式方腔流噪声的抑制能力。计算结果表明波形和弧形空腔对腔内噪声均具有一定的抑制作用, 且波形空腔噪声控制效果更优。分析认为空腔几何修形能够改变空腔上方剪切层及腔内大尺度涡结构的发展演化, 进而实现对腔内噪声的控制。此外, 还应用LES方法计算分析了增厚的来流边界层条件下超声速方腔流, 发现来流边界层增厚可显著降低腔内噪声水平。 相似文献
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了解预测转捩与层流分离泡,对于低压高负荷叶片设计特别重要.为此,采用大涡模拟方法,对典型高负荷叶栅T106进行了模拟.计算描述了层流分离泡,给出了壁面压力、壁面摩擦力系数的分布,从而准确预测了T106压力面上的层流分离、转捩、湍流再附现象.计算同时刻画了层流分离泡的非定常性质,给出了瞬时压力,进行了频谱分析,确定主频为2500 Hz,并观察到了瞬时涡等有意义的现象.计算同时表明二维大涡模拟计算结果可以复现出湍流的许多重要现象并且精度可以满足工程需要. 相似文献
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基于低磁雷诺数假设建立完全气体湍流流场、磁场耦合模型.数值计算方法上,通过AUSMPW+格式和LUSGS隐式处理方法求解磁流体动力学湍流流动方程,其中湍流模型采用Spalart-Allmaras模型.分析了不同外加磁场条件下平板及压缩拐角湍流边界层流动控制效果.研究表明:湍流边界层磁流体动力学流动控制效果与洛伦兹力大小正相关;外加磁场作用下,洛伦兹力的方向和流动方向相反,此时洛伦兹力起到减速的作用,减少了近壁面流体的动量,降低了边界层抵抗分离的能力;逆流向洛伦兹力减小了壁面的剪切应力,从而降低湍流流场壁面摩擦阻力系数,洛伦兹力对流体做负功,边界层内温度增加;磁相互作用位置对磁流体动力学分离区控制效果存在较大影响,工程应用中需配置合理的磁场布局方案. 相似文献
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本文用分子动力学模拟方法研究了近固体壁面拟有序液体边界层及其导热特性。得出分子密度沿垂直壁面方向呈衰减分布,且拟有序层内的分子运动方式接近于晶体分子。结合径向分布函数定量分析得出拟有序层的有序程度随固液耦合作用加强而增加。用G-K公式计算了拟有序层的导热系数,发现其与物件尺度、边界条件有密切关系。但在相同的边界条件下,导热系数随有序程度的增加而增加。 相似文献