环空后台阶管道内气固两相流动的数值模拟研究

环空管道后台阶突扩流动是空气正循环钻井过程中十分重要的关键部分,直接决定了钻探岩屑是否能够顺利上返地面.本文采用Euler-Lagrange两相流研究方法,气相湍流采用Realizable k-ε模型,固相采用离散相模型(DPM),固相的湍流耗散采用随机轨道模型,对环空后台阶突扩管道内气固两相流动进行了数值模拟研究.得出了气相场大涡演变规律,在此基础上研究了不同粒径时颗粒在流道中的浓度分布规律、运动轨迹,以及速度场分布规律.这为细观框架下研究气固两相相互作用规律提供了依据.     

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析.本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法.升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘.这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置.由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象.     

变后掠飞机在变后掠过程中的亚音速动态响应

本文提出了一套完整的变后掠飞机在变后掠过程中从气动力直至航迹计算的动态响应的数值求解方法。在气动力计算中,使用有限基本解方法分别计算了飞机在变后掠过程中的准定常气动力和非定常气动力;在推导飞行力学方程时,使用变组或结构的质点系动力学建立了一组完整的体轴系方程。本文的最大特点是采用“时间历程法”紧密地进行气动力和飞机响应量的交义求解,从而得到飞机在整个变后掠过程中的所有气动力和飞行力学参数。使用本文提出的方法,可圆满地分析和研究飞机作变后掠飞行的全过程和变后掠各因数对飞机响应量的影响。本文最后给出了算例和响应分析,这些结果,对研究变后掠飞机的飞行稳定性、机动性和低空变后掠的安全性是十分有用的。     

后台阶流动再附着过程的大涡模拟研究

应用自主开发的大涡模拟程序数值模拟研究了后台阶流动中再附着过程的演变。在流动几何参数不变情况下，给出了再附长度随雷诺数的变化规律，并与实验进行了比较，二者相符得比较好。在此基础上，给出了三种典型雷诺数下，后台阶流动的回流区特征。在湍流情况下，研究了突扩比对再附长度的影响，与实验结果吻合的比较好。详细讨论了湍流情况下大涡拟序结构的瞬时再附着过程。 这些研究结果对具有再附着现象的流动结构的工程应用具有指导意义。     

后台阶分离流动中大涡结构演变的数值模拟

本文对后台阶分离流动中涡结构的演变进行了大涡模拟，研究了流场结构的变化规律。详细讨论了随着雷诺数的增加流场结构的典型特征的变化规律，指出流场中的涡结构随着雷诺数的增大变得十分复杂和丰富，回流区的数目、大小及其出现的位置也显著地不同。这些结果与已有的一些实验值和流场显示结果是吻合的。在此基础上，进一步研究了高雷诺数时流场中大尺度涡结构的瞬时发展和演化过程，展示了其中大涡的产生、追随、吸引、合并和破碎等过程。对于高雷诺数情况，对大涡模拟得到的数值结果进行了统计，得到的时均速度分布以及台阶后方的回流区长度与现有的其他实验结果符合得很好。本研究是针对后台阶分离流动深入开展湍流控制以及两相流动研究的基础。     

二维后向台阶流流动特性的实验研究

利用PIV技术,通过系统对150相似文献   

分离再附流动的实验研究

综述了二维前后向台阶,T型结构以及轴对称纯体等典型几何结构的分离再附流动的实验研究．介绍了不同模型分离再附流场特性以及它们之间的异同．详细论述了流动各参数对流场的影响,并简要分析了分离再附流动中存在的问题和发展方向．      

后向台阶湍流拟序结构的实验研究

在水槽中用氢气泡法观测了一个后向台阶的回流区、再附区和边界层再生区的大涡和湍流团的发展,以及近壁区的流动结构,观察到大涡结构对湍流团产生的作用。     

后台阶流动的数值模拟

访述了大涡模拟的基本思想，指出大涡模拟的效率主要取决于四个因素，即流动中须有大尺度涡存在、合理的计算格式、合适的滤波器和亚格子应力模型。在深入考虑粘性不可压缩流Navier—Stokes方程各个子项作用的基础上，提出二阶全展开Euler—Taylor—Galerkin有限元方法作为大涡模拟的离散格式，并采用Gauss滤波器，对典型算例——后台阶处的流动进行大涡模拟，计算结果与相关文献符合的很好。从计算结果还可以看出大涡模拟与二阶全展开ETG有限元方法的结合在捕捉涡系及反映涡动时变过程方面具有明显的优势，说明大涡模拟适合于边界几何形状复杂区域流动的模拟。同时应用二阶全展开ETG有限元方法对低雷诺数粘性不可压缩后台阶流动进行了计算，得到与相关文献符合良好的计算结果，即该方法也可独立用于对低雷诺数粘性不可压缩流动的计算。     

飞行器变后掠过程非定常气动特性形成机理

可变体飞行器变后掠过程中的时变气动力与力矩特性对于飞行安全具有重要意义,是亟待深入研究的基础问题.通过风洞实验对其开展了研究,揭示了可变体飞行器变后掠引起的气动特性动态迟滞现象及滞回环大小与方向的影响因素.基于风洞实验结果和力学中一些重要概念,提出了3种物理效应:流场迟滞效应、附加运动效应、固壁牵连效应,以此定性与定量论证了可变体飞行器变后掠过程中非定常气动特性的形成机理.除了能解释实验现象,这一机理研究亦可用于后续可变体飞行器变后掠过程中的气动特性建模.     

基于雨燕翅膀的仿生三角翼气动特性计算研究

针对低雷诺数微型飞行器的气动布局,设计出类似雨燕翅膀的一组具有不同前缘钝度的中等后掠(Λ=50?)仿生三角翼.为了定量对比研究三角翼后缘收缩产生的气动效应,设计了一组具有同等后掠的普通三角翼.为了深入研究仿生三角翼布局的前缘涡演化特性以及总体气动特性,采用数值模拟方法详细地探索了低雷诺数(Re=1.58×104)流动条...     

锅炉燃烧中的一个流体力学问题

锅炉正压燃烧是锅炉燃烧时容易发生的一个严重问题，威胁锅炉的安全运行，其形成原因是多方面的。介绍一个风道壁面振动，造成非定常流动流体，从而使前向、后向台阶流动分离涡脱落，造成的正压燃烧实例，采取加强固壁，消除台阶等措施进行改造，取得了很好的效果。     

考虑活塞回复的侧向后喷武器两相流数值模拟

为研究活塞回复运动对火药燃气流动的影响,基于两相流理论对活塞控制侧向后喷武器的发射过程进行了数值模拟研究。考虑控制侧向后喷通道开闭的活塞-弹簧系统的往复运动,建立了结合膛内气固两相流、活塞腔内流固耦合和侧向排气管内气体瞬态流动的武器发射过程数学模型,并将数值模拟结果与相关文献进行了比较验证。得到了该武器发射过程中膛内流场分布与稀疏波传播特性,并与普通武器的膛内流场进行了对比分析。进一步研究了活塞回复运动对火药燃气流动和减后坐效率的影响。结果表明:相对于不考虑活塞的回复运动,在弹丸初速都降低1.52%的情况下,因为活塞回复关闭后喷通道,其减后坐效率由38.86%下降到32.88%,说明在此类武器研究中,不可忽视活塞回复运动。     

亚音速湍流再附着研究述评

引言在大量的实际工程构件中,包括扩散器、有分离气流区的机翼、建筑物和燃烧室湍流,剪切层的再附着是一个重要的过程。为能预测这些复杂的流动,需要研究再附着剪切层的特性。目前对剪切层再附着过程的了解很少,还无法预测大范围变动参数时的简单的再附着流动,甚至还没有列出影响再附着的完整的参数表。在二维流动中,后向台阶是最简单的再附着流动。分离线是直线,固定在台阶边缘,只     

变后掠翼的参变气动弹性建模与分析

参变气动弹性建模是可变后掠翼气动弹性研究中的难点之一. 当地建模技术是一种构造线性参变 (LPV) 模型的实用方法, 但一直缺乏有效途径来解决当地气动弹性模型的不一致问题. 气动弹性模型的不一致性体现在当地结构动力学模型和非定常气动力模型随参数变化的不连续性. 本文提出了一种自下而上的方法, 对变后掠翼不一致的当地气动弹性模型进行了一致性处理. 首先, 采用匈牙利算法跟踪结构模态并按模态分支进行排序, 使得匹配后的模态能够保证结构动力学模型的一致性; 其次, 对有理函数拟合表达式中的系数矩阵进行缩放处理, 解决了空气动力系数矩阵的不一致问题. 采取上述两项措施后, 最终生成了一致的当地状态空间气动弹性模型. 这样, 对一致的状态空间模型进行插值, 就可快速生成任意后掠角下的气动弹性模型, 使得系统的稳定性分析和慢参变响应计算得以高效进行. 数值仿真结果验证了一致性处理的必要性:未经一致性处理的原始模型经插值后得到的模型会出现严重的模型误差. 本文为变后掠翼的参变气动弹性系统建模提供了一种实用、准确和高效的建模方法.      

后掠翼被动层流控制研究

基于前缘粗糙元阵列的后掠机翼被动层流控制技术的关键在于控制波长的选择. 从控制波与流场相互作用的物理机制出发, 提出了快速波假设. 使用Mack方法求解三维不可压缩Orr-Sommerfeld方程, 研究了无限展长后掠翼的最佳控制波长的选择问题.对于Saric的实验状态采用定点计算方法验证了8mm为控制波长, 使用自适应搜索方法得到了西北工业大学模型在不同状态下的最佳控制波长, 并通过风洞试验实现了转捩的推迟.提出了丝网印刷添加粗糙元阵列技术与混合溶剂升华法, 丰富了实验手段.      

分离流动激振控制的实验研究

综述了二维后向台阶、翼型以及轴墩称钝体等典型分离流动激振控制的实验研究．分析了激振控制分离流动的作用机理,得到了一个具有普适性的最佳激振频率范围．另外,介绍了目前常用的激振手段,并对其发展方向进行了展望      

高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展

高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的, 在发展高机动飞行器的过程中, 其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态. 为此, 应在飞行器设计的早期阶段, 充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术, 以达到抑制非指令运动的目的. 由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关, 为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感, 以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性. 研究表明, 通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性, 并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律. 通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式, 研究它们所呈现的摇滚运动形态, 揭示其摇滚运动的不同主控流动机理, 在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术: 快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相. 在抑制非指令运动的研究中, 深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的, 应予以特别关注.     

积分单元法及后台阶绕流计算

本文主要介绍解不可压纳维尔—斯托克斯方程的新方法:积分单元法,并用该方法计算了后台阶绕流问题。结果表明,积分单元法是计算后台阶绕流的一种较好的方法。     

叶轮机内部流场的修正Taylor—Galerkin（MDTGFE）有限元法

首先改进了ＴＧＦＥ的基本假设考虑前后时间步之间的非线性效应，对流函数－涡量方程进行有限元离散，得到了修正Ｔａｙｌｏｒ－Ｇａｌｅｒｋｉｎ算法的有限元离散公式。采用这种方法，我们计算了后台阶绕流流动。另外，还用本方法的思想计算了叶轮机内部准三元流动。