自由流紊流度对亚音速扩压器性能的影响

一、引言 扩压器的进口条件对扩压器的性能非常敏感,这已被许多实验结果所证实。但是,这些结果主要还是局限在扩压器的进口条件是稳定流以及进口附面层外是均匀核心流的情况。J.A.Hoffmann首先关联出扩压器的性能与扩压器进口有高的非各向同性自由流紊流度参数之间的关系。但在J.A.Hoffmann的试验结果中,同时包含了进口速度     

任意迴转S_1流面叶栅可压附面层流动微分方程数值解

本文是文献[1]的继续.在任意非正交曲线坐标表示的粘性气体基本方程和量级分析的基础上,得到了考虑流层厚度变化的任意迥转面叶栅可压附面层流动微分方程组.采用了压缩性的坐标变换后,推导得到了五个一阶导数的微分方程组.在外层紊流模型的计算中引入了压力梯度对无量纲常数K的影响,使计算精度有所提高.用本文的计算方法编制了TDBLC(绝热壁面)和HTBLC(已知壁面温度)两个计算机程序.本文的方法可用来计算任意迥转面叶栅可压流体层流和紊流的附面层流动.     

扩压叶栅端壁角区流动结构和紊流特性

三维激光多普勒测速技术测量了扩压叶栅叶片和端壁相交的角区中的流动结构和紊流特性。实验结果表明,角区中端壁附面层和叶面附面层的堆积使得叶面附面层变厚;角区内存在较强的通道涡,随流动向下游发展,通道涡核心远离叶面;在前缘产生的马蹄涡逐步消失;通道涡使得角区的紊流动能增加,并影响雷诺正应力的分布。     

亚声速圆锥扩压器内紊流可压缩流动的数值计算

本文应用涡量-流函数作为主要变量对粘性流体流动进行求解.理论上可适用于有回流和无回流的流动情况.为了验证本方法的可靠性,特对小扩张角圆锥扩压器内可压缩粘性流体的流动进行了计算.由于只涉及无回流的紊流边界层发展过程,在数值计算中采用了Prandtl混合长度假说,同时考虑了进口不均匀速度分布.计算结果与文献[4]中实验数据相比较是相当吻合的.这说明本方法可用于一般无分离流动的圆锥扩压器的设计计算.     

水平管气液两相泡状流紊流结构的准三维测量

用两个X型热膜探针对内径为35mm的水平管内气液两相泡状流的三维紊流结构进行了准三维测量,得出了沿不同直径的轴向、径向和周向的紊流脉动速度和雷诺应力分布。发现在水平管下部脉动速度和雷诺应力与单相流动时的分布规律相似;在管子上部由于空气泡的存在增强了脉动速度;在某些区域内,周向的脉动值甚至比径向和轴向的相应值还要高。水平气液两相泡状流中雷诺应力-uw不为零,在管子的上部甚至和-uv有相同的量级。给出了由于气泡引起的紊流脉动与总素流脉动比值沿径向的分布。     

60°V型火焰稳定器回流区内的流动特性

一、前言 研究火焰稳定器机理有必要对Ⅴ型火焰稳定器回流区内气体流动的空气动力学性质和紊流特性进行深入细致的研究。本文用一维激光三光片测速仪在五种来流速度下对封闭管道内二维60°V型火焰稳定器回流区内速度场、紊流度分布进行了详细测量。本文测出在不同速度下Ⅴ型火焰稳定器回流区紊流度的分布规律,对于进一步发展模型预言     

垂直环管内紊流同向混合对流放热过程试验研究

带有椭圆端头的插入管式换热元件(图1)广泛地应用在各种高热负荷换热设备中,其内外管尺寸d、D与内管下端口到端头的距离H间的配合,严重地影响端头内工作流体的流动及其放热过程。在环隙中,向上流动的流体因受热而产生的自然对流与强迫对流叠加的现象称为混合对流。此时粘性力、惯性力及重力(热力浮升力)共同起作用,影响环形流道内流速分布、外管内壁面处切应力分布以及紊流迁移特性等,从而影响放热     

叶型表面紊流边界层的差分计算方法

为了计算叶型表面的层流和紊流边界层,我们对Cebeci-smith可压紊流边界层的差分计算方法,进行了简化,编出了计算机程序.计算结果与现有理论解比较,误差很小.为了适应叶栅中强逆压梯度的流动,我们又采用剪应力函数为主要变量,对紊流边界层方程进行求解.试算表明后一种方法,对求解强逆压梯度的边界层相当稳定,可以一直算到开始出现反流的脱离点.后一种方法的计算结果与理论解相比误差比前一种方法略大,但对于工程应用已足够准确.可以在工程计算中应用.     

附面层抽吸对高负荷扩压叶栅流动及负荷的影响

实验研究了低速条件下附面层吸除对某高负荷扩压叶栅流动及负荷的影响,测量得到了出口二次流速度矢量和型面静压分布,并对壁面做了罹迹流动显示.结果表明,抽吸低能流体有效抑制了分离流动,在分离点后采用较大吸气量时效果更好;吸气量越大,角区低能流体的积聚逐渐减弱,叶栅负荷随之增大,且叶展中部负荷的增加程度大于端部.     

压气机转子尾迹三维紊流特性分析

根据单转子压气机和单级压气机在设计状态和近失速状态转子出口流场的详细测量数据，分析了这两种试件在不同状态、不同叶高情况下转子尾迹的三维素流特性。设计状态除端壁区外；转子各叶高尾迹的速度型很相似，尾迹宽度沿叶高基本相同．近失速状态转子尾迹明显变宽，且沿叶高变化不均匀，这主要决定于吸力面附面层的增长，另一方面尾迹内紊流强度增强，吸力面一侧的紊流强度高于压力面一侧。本文对转子尾迹的目相似定律进行了检验和改进。     

低反动度附面层抽吸式压气机及其内部流动控制

本文进一步分析了低反动度附面层抽吸式压气机概念,并讨论了该压气机的设计要点和应用范围;分析了抽吸掉的附面层内的低能高熵流体的可能利用途径,以及对于不同的利用方式,效率的评估方法;基于上述概念设计了一台亚声速低反动度附面层抽吸式压气机,详细地分析了该压气机的气动参数选取与分布特点,以及该压气机内部的三维分离流动及其控制规律.     

空化紊流流动的数值计算模型及其验证

本文介绍了一种空化紊流流动的数值计算模型,并计算了射流放水阀内部的空化流动现象。该模型基于均相平衡模型和液相与汽相传输方程,基本方程采用N-S方程,空化模型采用Kunz等提出的汽液质量转换模型。紊流封闭采用标准的κ-ε素流模型;稳定流动计算采用扩展的SIMPLE压力修正方法,非稳定计算采用PISO算法。为评价该数值模型,计算了绕射流放水阀的空化流动,并与实验结果进行了对比,计算结果与实验结果取得较好的一致,说明该流动模型和计算方法是可靠的。     

压气机转子三维紊流流场

在低速大尺寸压气机试验台上，用单斜热丝、高频压力探针及由旋转四坐标全电动探针位移机构带动的五孔气动探针，测量了单级压气机转子出口和单转子压气机叶片通道尖区在不同流量状态下三维平均和亲流流场。设计状态，叶尖泄漏涡的发展及其与端壁附面层的交混决定了尖区的流动特性。小流量状态，叶片吸力面附面层增厚，近失速状态尖部吸力面附面层发生分离，吸力而附面层内径向潜移强烈，叶尖吸力面角区产生大范围强旋涡，角区部分低能流体移向叶尖通道中部，与端壁附面层、泄漏涡、刮削涡及主流发生交混．     

可压缩κ-ω方程紊流模型及其应用

前言U前可用于工程应用的各种紊流模型中,在对逆压梯度下有无分离流动、低雷诺数区域流动以及对可压缩流动,特别是高速紊流流动等问题的精确数值模拟上,除多重尺度模型外,预测精度较理想的是k一。两方程模型。在k一。模型的开发和应用上,Wilcox及Menter等［‘－’］?..     

单转子压气机设计状态和近失速状态出口三维紊流流场

用单斜丝详细测量了单转子压气机设计状态和近失速状态转子出口的三维素流流场。结果表明，设计状态叶尖泄漏涡和端壁附面层的掺混是造成尖部流动损失、气流阻塞和亲流脉动的主要原因。近失速状态流动三维性和非定常性较强；尖部吸力面角区轴向速度最低、相对动能损失最大；吸力面附面层径向潜移、叶尖吸力面角区低能团周向潜移及其输运的低能物质在尖部通道中部与叶尖泄漏流、泄漏涡、刮削涡发生掺混，造成尖部大范围的高损失区；根部和尖部吸力面阻面层局部发生分离。     

水轮机转轮内部的三维固液两相紊流计算

1引言本文利用两相流动的多流体模型和k－。－A。两相索流模型计算水轮机转轮内部的三维固液两相紊流。在索流两相流动的多流体即多连续介质模型中，离散相看成是Euler坐标中处理的拟流体。与小滑移和无泪移模型不同的是，多流体模型可以分别考虑大滑移和离散颗粒扩散，其间无直接联系，并且能够充分考虑离散相质量、动量及能量的湍流扩散山本文利用速度压力校正法之一：SIMPLEC法进行数值计算。该法最早使用在S．VPatankar和D．B．Snalding在1972年提出的SIMPLE算法中间，本文将其推广到具有交错网格的非正交贴体坐标系中计算三维…     

蒸汽浸没射流引起的紊流区轴向温度分布研究

本文采用紊态扩散模型分析了蒸汽浸没射流凝结过程,通过假设紊流区为单相水轴对称流动,利用自由紊动射流理论得到了紊流区轴向温度的计算公式。根据先前给出的温度特性半宽的实验关联式,得到蒸汽浸没射流引起的紊流区单相水射流的虚源,从而给出了计算紊流区轴向温度的半经验公式。本文中利用无量纲穿透长度确定了紊流区的起点位置,在此紊流区范围内,轴向温度的计算值和实验值吻合得较好,相对误差基本在±5%以内。     

紊流跨声速绕流的数值模拟

本文采用Baldwin-Lomax代数紊流模型,利用LU-ADI方法数值模拟了跨声速范围内紊流绕二元翼型的流动特性。通过数值实验证明本文所使用的方法求解跨声速绕流问题是成功的,它能给出同实验吻合较好的数值解。     

跨流域高超声速绕流环境Boltzmann模型方程统一算法研究

如何准确可靠地模拟从外层空间高稀薄流到近地面连续流的航天器高超声速绕流环境与复杂流动变化机理是流体物理的前沿基础科学问题. 基于对Boltzmann方程碰撞积分的物理分析与可计算建模, 确立了可描述自由分子流到连续流区各流域不同马赫数复杂流动输运现象统一的Boltzmann模型速度分布函数方程, 发展了适于高、低不同马赫数绕流问题的离散速度坐标法和直接求解分子速度分布函数演化更新的气体动理论数值格式, 建立了模拟复杂飞行器跨流域高超声速飞行热环境绕流问题的气体动理论统一算法. 对稀薄流到连续流不同Knudsen数0.002 ≤Kn_∞ ≤1.618、不同马赫数下可重复使用卫星体再入过程(110–70 km)中高超声速绕流问题进行算法验证分析, 计算结果与典型文献的Monte Carlo直接模拟值及相关理论分析符合得较好. 研究揭示了飞行器跨流域不同高度高超声速复杂流动机理、绕流现象与气动力/热变化规律, 提出了一个通过数值求解介观Boltzmann模型方程, 可靠模拟高稀薄自由分子流到连续流跨流域高超声速气动力/热绕流特性统一算法.     

有分离流的亚声速圆锥扩压器内紊流可压缩粘性流的数值计算

本文应用涡量-流函数作为主要变量对圆锥扩压器内分离流动进行了数值解。计算是针对扩张角为23°(长561mm,进口半径 267mm)的有分离流的圆锥扩压器进行的,紊流粘性系数的计算是采用 Harlow-Nakayama 的k-ε双方程模型,计算中采用的进口不均匀速度分布取自文献[1],出口边界条件基本是根据其实测速度确定的,这个计算明显地示出了无分离区和分离区,与实验结果相比,吻合程度较好。这就说明应用本文提出的数值求解方法,当给定正确的边界条件时,通过计算可以获得比较正确的内部流场分布,包括无分离区和分离区。