不同交汇角度明渠交汇口三维水力特性的大涡模拟研究

采用气液两相流混合模型对不同交汇角度下等宽明渠交汇口三维水力特性进行了数值模拟研究。选取大涡模型(Large Eddy Model)封闭两相流时均方程,求解速度与压力耦合方程组时使用半隐式SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations)算法,模拟自由水面采用VOF(Volume of Fluid)法。将交汇角度为90°时采用大涡模型计算得到的纵向截面水面线和不同测线上的速度分布与文献中的试验结果相比较,两者吻合良好,且水面线高度误差在4.2%以内,由此可见大涡模型是模拟交汇口水力特性的有效方法。进而将大涡模型用于模拟交汇角度为30°、45°、60°的交汇口水流,得到交汇口处的水深变化及流场的分布规律,并定量分析了交汇口下游各横断面流速不均匀系数的分布规律。结果表明:在整体上交汇角度越大,交汇口各特征横断面流速不均匀系数越大,即水流流速分布越不均匀。     

激波冲击火焰的涡量特性研究

激波冲击火焰的现象涉及一系列复杂的物理化学过程,其中涡量的生成与演化对控制火焰发展起重要作用。为系统分析激波冲击火焰过程中的涡量特性,采用二维带化学反应的Navier-Stokes方程对平面入射激波及其反射激波与球形火焰作用的现象进行了数值研究,通过引入并行计算达到高网格分辨率的要求。计算结果表明,斜压项对火焰区内涡量生成起主导作用,压缩项和耗散项在火焰膨胀阶段抑制涡量生成,此外,火焰在激波压缩阶段主要受物理过程而非化学反应过程影响。     

基于Nuttall窗三谱线插值的激光多普勒信号处理方法研究

快速傅里叶变换(FFT)是主要的激光多普勒测速系统信号处理方法,由于受到频谱泄露和栅栏效应的影响,其处理精度并不理想。基于Nuttall窗三谱线插值法的激光多普勒信号处理方法就是一种好的处理方法,它可以有效地抑制频谱泄漏和栅栏效应,改善信号分析精度,提高速度测量精度。由于Nuttall四项余弦窗的能量集中在主瓣,旁瓣非常小,因此加Nuttall四项余弦窗的FFT三谱线插值算法能够极大地减小频谱泄漏的影响,谱间干扰也很小,能很好地减小频谱泄漏和栅栏效应。     

基于逾渗理论的机械密封界面静态泄漏预测方法

针对现有机械密封泄漏机理研究存在的不足,利用Hertz理论研究机械密封界面接触力学问题,揭示了孔隙率随端面形貌、端面载荷等参数的变化规律;基于逾渗理论,探讨了不同网格层数下密封界面的逾渗阈值与孔隙率的关系,建立了密封界面泄漏通道模型,以及泄漏率与端面形貌参数关系表达式;研制了机械密封静态泄漏测试装置,测试了6组不同端面形貌试件在一定介质压力下的泄漏率.结果表明:密封界面的初始孔隙率?0随着分形维数D的增大而增大;端面比压pc增大,孔隙率?减小,并随着D的增大和尺度系数G的减小,?快速减小,直至填实.在端面比压作用下,密封界面的孔隙率均大于0.593,密封界面泄漏通道可以简化为单层网格逾渗模型.密封环的表面越粗糙,其密封界面的孔隙率越大,而由孔隙连通形成的泄漏微通道孔喉尺寸就越大,致使密封界面的泄漏率越大;泄漏率理论预测值与试验结果具有良好的吻合度,验证了本文泄漏预测方法的合理性.     

剪切流下发生涡激振动的柔性立管阻力特性研究

利用缩尺模型试验的方法研究了线性剪切流下涡激振动发生时柔性立管的阻力特性.文中基于光纤光栅应变传感器测得的模型应变信息,采用梁复杂弯曲理论计算了立管的平均阻力,继而分析了阻力系数沿管长方向和雷诺数的分布特性以及涡激振动对阻力系数的放大效应,并提出了用于估算柔性立管发生涡激振动时阻力系数的经验公式.结果表明:涡激振动对阻力系数有放大效应,使得立管局部阻力系数高达3.2;平均阻力系数在1.0×104到1.2×105的雷诺数区间内的值为1.3~2.0,并随雷诺数的增大而减小.本文提出的经验公式可准确估算高雷诺数下涡激振动发生时柔性立管的阻力系数,此经验公式考虑了流速、涡激振动主导模态以及主导频率对阻力系数的影响.      

剪刀式尾桨涡流干扰机理和气动特性研究

采用非常规剪刀式尾桨对直升机整体性能有着重要影响,关于其复杂流动干扰机理的研究尚处在发展之中. 为了掌握剪刀式尾桨的流动干扰机理和参数影响规律,建立了适合于悬停状态下剪刀式尾桨干扰涡流场分析的计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD) 数值模拟方法. 采用积分形式的Reynolds-averagedNavier-Stokes (RANS) 方程作为旋翼流场求解控制方程,围绕旋翼流场的结构网格采用嵌套网格方法生成. 在CFD 方法验证基础之上,对悬停状态下两种不同构型剪刀式尾桨桨尖涡的涡核位置和强度的演变规律进行了定量分析,并对流场中桨尖涡与桨叶的贴近干扰、碰撞、破碎运动,同时准确捕捉了不同尺度涡之间的相互干扰、融合的过程进行了分析. 进一步研究了剪刀角和轴间距参数对不同构型剪刀式尾桨气动特性的影响规律. 计算结果表明,剪刀式尾桨流场中存在复杂的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,剪刀角和轴间距对剪刀式尾桨的气动特性有重要影响,L 构型剪刀式尾桨气动性能整体优于U 构型剪刀式尾桨.      

低对流马赫数平面混合层的声波产生机理

为了详细揭示低对流马赫数下平面混合层的声波产生机理,基于高精度混合格式,对空间发展的平面混合层的流场结构及其声场特性进行了直接模拟.数值结果描述了对流马赫数为0.4时混合层失稳产生的涡串以及涡发展过程中所存在的各种声源,其中包括常规的单涡四极子声源、双涡以及多涡合并过程产生的四极子声源,另外,还发现因K-H不稳定引起混合层振动而产生的偶极子声源,声波以平面波的形式向周围传播.     

基于二阶滑移边界的螺旋槽干气密封泄漏量计算与分析

为解决螺旋槽干气密封流场计算中一阶线性滑移边界条件下得到的泄漏量与实验结果之间存在较大误差的问题,在一阶线性滑移边界条件的基础上,推导出二阶非线性滑移边界条件下的修正的广义雷诺方程,应用迭代法、PH 线性化方法等求解非线性雷诺方程,获得了气膜压力、流速、泄漏量的近似解.利用Maple程序计算了工程实例中不同转速和不同压力情况下的泄漏量,并与一阶线性滑移边界条件下的泄漏量和实验数值进行比较.结果表明:在工程实例中,压力相同时,泄漏量随转速的增大而增大,一、二阶最大相对误差分别为14.4%、5.4%;转速相同时,泄漏量随压力的增大而增大,一、二阶最大相对误差分别为33.3%、13.3%.本文未考虑干气密封内部的振动情况,因此一、二阶理论计算值小于实际测试值.二阶非线性滑移边界条件下的泄漏量值比一阶线性滑移边界条件下的泄漏量值更加接近实验数值,特别是在工程实例中转速、压力较低的工况下更加明显.     

缩比地下化学爆炸气体泄漏规律研究

针对气体通过均匀多孔介质、非均匀多孔介质和贯通裂缝泄漏三种机制,研究地下爆炸缩比实验气体泄漏时间和份额的规律.结果显示,对于相同介质中的缩比化学爆炸实验,气体泄漏时间与药量的三分之二次方成正比,不同药量实验的最终泄漏份额基本一致.实验室缩比化学爆炸实验气体泄漏时间关系的监测结果与理论分析基本一致.     

串列扑翼间前缘涡在不同间距下对平均推力的影响

利用压力传感器测量扑翼的瞬时力,利用数字粒子测速仪（digital particle image velocimetry,DPIV）系统测量扑翼的前缘涡以及周围的流场,来揭示前缘涡在不同间距下对扑翼平均推力的影响.实验在一个低Reynolds数循环水洞中进行,两串列扑翼均做二维正弦平动.在固定的相位差下,当间距增加时,后翅前缘涡对前翅的影响具有相似性,均提高或者均降低前翅的平均推力.前翅平均推力的提高是由于后翅的前缘涡提高了前翅尾部的射流速度以及有效攻角.随着间距的增加,后翅前缘涡对前翅的影响急剧下降,使得前翅的平均推力快速接近于单翼值.在固定的相位差下,当间距增加时,前翅的脱落涡对后翅的影响变化非常大,后翅的平均推力可能先升高后降低,这是因为间距改变了前翅脱落涡作用于后翅的时间点.当前翅脱落涡遇到后翅,并且和后翅的前缘涡有相同的旋转方向时,前翅的脱落涡会抑制后翅前缘涡的形成,并且后翅的有效攻角减小,其平均推力降低.如果这两个涡的旋转方向相反,那么后翅有效攻角就会增大,平均推力值就会提高.