來流
- 非均勻來流的馬赫數(shù)可控內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計
包含附面層的進(jìn)口來流。NASA 早期的試驗(yàn)結(jié)果表明，來流馬赫數(shù)Mai=6.0 / 4°攻角時飛行器前體的附面層在進(jìn)氣道進(jìn)口對稱面處將達(dá)到其高度的70%左右［21］，而且附面層內(nèi)的亞聲速部分幾乎可以忽略，由此可見附面層內(nèi)可以認(rèn)為都是超聲速流動［22-23］。此時，按照傳統(tǒng)的均勻來流設(shè)計出來的進(jìn)氣道直接應(yīng)用于實(shí)際飛行會對發(fā)動機(jī)乃至飛行 器性能造成 很 大 的 影 響。Lewis 和Astings［24］利用混合可壓縮流動理論分析了附面層發(fā)展而來的非均勻流對進(jìn)氣
航空學(xué)報 2023年12期2023-07-28
- 柔性表皮與疏水材料耦合減阻特性數(shù)值模擬
類表面的肌肉會在來流的沖擊作用下被動變形，變形后魚體受到的阻力會有所減小［2］。分別對魚類黏液減阻和柔性表皮減阻進(jìn)行研究，結(jié)果表明，2 種減阻方式均能獲得較好的減阻效果。然而，自然界中的魚類在實(shí)際游動過程中會在釋放黏液的同時發(fā)生表面變形［3-4］。因此，針對單一特性的減阻研究無法真實(shí)反映魚類高速游動的內(nèi)在機(jī)理。鑒于此，根據(jù)“海洋高速生物復(fù)合表層協(xié)同減阻機(jī)理與材料減阻性能評價研究”課題的要求，對柔性表皮耦合疏水材料的減阻特性進(jìn)行數(shù)值模擬研究。1 計算模型及網(wǎng)
船舶與海洋工程 2023年3期2023-07-14
- 鈍體火焰穩(wěn)定器后燃燒不穩(wěn)定數(shù)值模擬
不穩(wěn)定現(xiàn)象極易受來流條件的影響，隨著燃燒室來流溫度升高，來流馬赫數(shù)加大，鈍體穩(wěn)定器后發(fā)生燃燒不穩(wěn)定的幾率大幅增加，給航空發(fā)動機(jī)高效、穩(wěn)定運(yùn)行帶來重大隱患。因此，燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象自從被發(fā)現(xiàn)以來，廣泛受到工程設(shè)計者的關(guān)注。但由于燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象受到多種因素相互作用[6-8]，如化學(xué)反應(yīng)，湍流流動等，且涉及熱力學(xué)、傳熱學(xué)、聲學(xué)、流體力學(xué)等多個學(xué)科相互交叉，一直難以解決。國內(nèi)外學(xué)者們通常采用數(shù)值模擬對燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象開展研究。Matthew 等[9]針對軸對稱火焰的縱向
航空發(fā)動機(jī) 2023年1期2023-05-13
- 風(fēng)力機(jī)雙參數(shù)機(jī)艙傳遞函數(shù)構(gòu)建方法
氣動力影響的自由來流風(fēng)速，是葉片氣動性能、風(fēng)電機(jī)組能效評估的關(guān)鍵參數(shù)。然而，在已投產(chǎn)的風(fēng)電場中，難以直接、高效地獲取機(jī)組的自由來流風(fēng)速，主要原因在于其測量設(shè)備成本高昂、采集時間周期較長、以及設(shè)備安裝對場地要求較嚴(yán)苛[1-2]。風(fēng)電機(jī)機(jī)艙頂部配備的風(fēng)速計(簡稱“機(jī)艙風(fēng)速計”)，由于受到機(jī)艙外形、葉輪旋轉(zhuǎn)以及地形地貌等因素的影響，流經(jīng)此處的氣流會產(chǎn)生畸變[3]，其測得的風(fēng)速(簡稱“機(jī)艙風(fēng)速”)與自由來流風(fēng)速存在一定程度的偏差。機(jī)艙風(fēng)速與自由來流風(fēng)速之間的相關(guān)關(guān)
科學(xué)技術(shù)與工程 2022年30期2022-12-05
- 雙葉片半轉(zhuǎn)葉輪水輪機(jī)水動力性能實(shí)驗(yàn)研究
圖2b)所示,當(dāng)來流以速度U0沿著Y軸負(fù)方向流向水輪機(jī)時,來流作用于葉片會同時產(chǎn)生阻力FD和繞流升力FL。將水輪機(jī)葉片運(yùn)行區(qū)域按照葉片轉(zhuǎn)動與來流的相對方向分為逆流區(qū)和順流區(qū)。在順流區(qū)葉片與來流攻角較大,水輪機(jī)受力以阻力為主;在逆流區(qū)葉片與來流攻角較小,水輪機(jī)受力以升力為主。葉片在不同區(qū)域的受力特點(diǎn)表明半轉(zhuǎn)葉輪水輪機(jī)有機(jī)融合了升力和阻力兩種特性,因此半轉(zhuǎn)葉輪水輪機(jī)實(shí)質(zhì)上是一種新型的升阻復(fù)合水輪機(jī)。通過加裝偏航對流裝置可以消除不同來流方向?qū)Π朕D(zhuǎn)葉輪水輪機(jī)獲能性
機(jī)械科學(xué)與技術(shù) 2022年10期2022-11-07
- 半潛式海洋平臺阻力預(yù)報數(shù)值模擬分析
同流向角度及不同來流速度下的平臺阻力和三維表面壓力進(jìn)行計算，并分析來流速度和來流方向?qū)ψ枇氨砻鎵毫Φ挠绊懀芯拷Y(jié)果對平臺設(shè)計具有一定指導(dǎo)作用。1 數(shù)值方法計算流體力學(xué)（CFD）是一種基于計算數(shù)學(xué)、近代流體力學(xué)和計算機(jī)科學(xué)3門學(xué)科，通過在計算機(jī)上模擬流體流動，實(shí)現(xiàn)數(shù)值計算與可視化處理，從而達(dá)到對所求物理現(xiàn)象能夠較為準(zhǔn)確分析研究的方法。STAR-CCM+作為性能優(yōu)良的CFD軟件，在海洋結(jié)構(gòu)物的水動力和流場模擬方面得到了廣泛應(yīng)用。1.1 控制方程本文數(shù)值模擬采
艦船科學(xué)技術(shù) 2022年18期2022-10-18
- 方柱繞流吹氣降噪數(shù)值研究
柱直徑成反比，與來流風(fēng)速成正比，從而有無量綱頻率在0.2～0.22之間。自此之后有許多的學(xué)者研究了圓柱繞流的氣動噪聲產(chǎn)生機(jī)理。1952年，英國科學(xué)家Lighthill在研究噴流自由湍流的聲激發(fā)中，由N-S方程中的連續(xù)性方程(1)和動量方程(2)推導(dǎo)出了著名的Lighthill方程(3)，也就是如今的氣動聲學(xué)基本方程，聲類比方程。(1)(2)(3)式中，(4)為Lighthill湍流應(yīng)力張量，式中三項分別表示由速度導(dǎo)致的雷諾應(yīng)力、流體黏性導(dǎo)致的黏性應(yīng)力和熱傳
民用飛機(jī)設(shè)計與研究 2022年1期2022-07-11
- 基于人工側(cè)線的履帶裝備水阻力計算方法
動感知局部流場的來流速度及來流方向是必要的，但是，僅通過有限的流場信息無法估算水下履帶裝備的整車水阻力。目前，海洋工程中，履帶裝備水阻力可以根據(jù)Morison理論[10]進(jìn)行計算，其中的水阻力系數(shù)為基于簡單結(jié)構(gòu)計算的經(jīng)驗(yàn)值[11]，沒有建立履帶裝備外形與水阻力系數(shù)的精確關(guān)系。在水下履帶裝備行走過程中，不同的來流角度導(dǎo)致履帶裝備迎流面的尺寸與外形存在較大的差異，而水阻力系數(shù)無法跟隨來流角度的變化進(jìn)行動態(tài)更新，這導(dǎo)致水阻力的計算產(chǎn)生較大的誤差。為了解決以上問題
中國機(jī)械工程 2022年10期2022-05-31
- 周期性來流擾動對通氣超空泡航行體流體動力特性的影響
常受到前方不穩(wěn)定來流或海面波浪的影響，這都對航行體的空泡形態(tài)及流體動力帶來不利影響。隨著航行體速度研究的進(jìn)一步深入，來流速度擾動對空泡的影響問題受到了極大關(guān)注。Lee等[3-4]分析了陣風(fēng)發(fā)生器的擾流條件與海況的關(guān)系，研究來流的垂向擾動對軸對稱通氣超空泡的影響及水翼擺動頻率和擺角幅值對空泡形態(tài)的影響。Lee等[5]還給出了支撐結(jié)構(gòu)對空泡形態(tài)的影響，發(fā)現(xiàn)后支撐結(jié)構(gòu)影響空泡的閉合形式，前支撐結(jié)構(gòu)放大了流動的不穩(wěn)定性。Karn等[6-7]研究了垂向擾動來流條件下
振動與沖擊 2022年10期2022-05-30
- H型垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)輪氣動性能分析
行時，任意方向的來流風(fēng)均能推動風(fēng)輪以一定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)做功。本文在研究中假設(shè)來流風(fēng)水平地流向風(fēng)輪本體結(jié)構(gòu)。圖1 H型垂直軸風(fēng)輪結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 1 Structure diagram of H-type vertical axis wind wheel為了節(jié)省計算資源、提高計算效率，建立2維H型VAWT計算模型。風(fēng)力機(jī)的計算域簡化模型俯視圖如圖2所示，圖中旋轉(zhuǎn)區(qū)域半徑R為1.2 m，翼型為NACA0018。設(shè)定垂直軸風(fēng)輪為4葉片風(fēng)輪，葉片弦長為0.41 m，葉
電力科學(xué)與工程 2022年3期2022-04-06
- 高空離軌發(fā)動機(jī)流場紅外輻射特性研究
持。此時高超聲速來流與動力系統(tǒng)的噴流相互作用，產(chǎn)生復(fù)雜的干擾流場。從目標(biāo)探測的角度來說，離軌發(fā)動機(jī)工作時產(chǎn)生的復(fù)雜流場會對紅外探測提供額外的特征信號，因此，開展紅外特性研究具有重要意義。由于涉及領(lǐng)域的特殊性，在軌試驗(yàn)研究較少，試驗(yàn)研究主要以地面模型試驗(yàn)為主，且成本較高。如余曉婭等人[3]使用光譜儀對半圓柱模型以再入速度8 km/s的高超聲速流動試驗(yàn)進(jìn)行了測量，得到了繞流激波的三維效應(yīng)，說明了激波層內(nèi)輻射存在動態(tài)非平衡效應(yīng)。在數(shù)值計算方面，楊霄、牛青林等人[
中國光學(xué) 2022年2期2022-03-29
- 單屏式多點(diǎn)氣流溫度傳感器現(xiàn)場校準(zhǔn)工況參數(shù)影響分析
境，分析研究不同來流總溫、來流總壓以及馬赫數(shù)等工況參數(shù)對單屏式多點(diǎn)氣流溫度傳感器的測量結(jié)果的影響規(guī)律，并用試驗(yàn)對數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，以修正現(xiàn)場測得的氣流溫度值，為氣流溫度參數(shù)的校準(zhǔn)提供理論與計算的依據(jù)。2 研究問題描述及幾何模型建立本文以單屏式多點(diǎn)氣流溫度傳感器為研究對象，進(jìn)行數(shù)值仿真研究。單屏式多點(diǎn)氣流溫度傳感器為被校燃燒室測量部件，主要用于現(xiàn)場溫度測量，其幾何模型如圖1所示，圖2為計算流域示意圖。圖1 單屏式多點(diǎn)氣流溫度傳感器幾何模型圖Fig.1 G
計量學(xué)報 2022年2期2022-03-26
- 陜西關(guān)中重污染天氣低空流場的分型研究
日流場分為：東部來流、西部/南部來流、北部來流非轉(zhuǎn)向和無顯著流場4個大類。東部來流和西部/南部來流根據(jù)出現(xiàn)時間和地點(diǎn)等又各分3個小型。各分型描述見表1和圖2～8。表1 重污染天氣日流場分型Tab.1 Classification of daily airflow field in heavy pollution weather圖2 東北來流（A型）示意圖及30 m流場個例（2017年2月5日09:00）Fig.2 Airflow from northeas
干旱區(qū)地理(漢文版) 2022年1期2022-01-24
- 橫向來流對等離子體點(diǎn)火器射流特性的影響
擊穿工作介質(zhì)氣體來流產(chǎn)生等離子體，相比航空發(fā)動機(jī)傳統(tǒng)的電火花點(diǎn)火方式，等離子體射流點(diǎn)火方式具有點(diǎn)火能量大、射流溫度高、穿透能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，能有效縮短點(diǎn)火延遲時間[8-10]，擴(kuò)大貧/富油點(diǎn)火邊界，提高點(diǎn)火的快速性、有效性和可靠性，對于提高航空發(fā)動機(jī)的性能具有重要意義。目前，國內(nèi)外專家學(xué)者對等離子體射流點(diǎn)火技術(shù)進(jìn)行了大量的研究。國外方面，Mun Seok Choe等[11]研究了定容燃燒室環(huán)境下等離子體射流對燃燒過程的影響，研究發(fā)現(xiàn)等離子體射流在燃燒擴(kuò)散方面具
空軍工程大學(xué)學(xué)報 2021年5期2021-12-22
- 水力干擾對并聯(lián)雙泵性能影響數(shù)值模擬分析研究
口流場一般為均勻來流。泵在實(shí)際運(yùn)行環(huán)境中受進(jìn)口段結(jié)構(gòu)尺寸的影響，進(jìn)口來流可能為非均勻流動，并且在流體輸送回路中會出現(xiàn)多臺泵并聯(lián)運(yùn)行的情況，從而相互之間形成一定的水力干擾，其實(shí)際性能較出廠性能曲線會出現(xiàn)偏差。為預(yù)測離心泵在實(shí)際使用環(huán)境中真實(shí)的性能參數(shù)，可以借助于流體力學(xué)仿真手段，對泵的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境進(jìn)行水力模型建模，分析得到實(shí)際工況下泵的性能參數(shù)，對實(shí)際生產(chǎn)具有指導(dǎo)意義。本文設(shè)計了兩種離心泵流體力學(xué)仿真模型，分別為：進(jìn)口為均勻流動的單泵水力模型，用以得到近似于
電氣傳動自動化 2021年5期2021-12-10
- 水力干擾對并聯(lián)雙泵性能影響數(shù)值模擬分析研究
口流場一般為均勻來流。泵在實(shí)際運(yùn)行環(huán)境中受進(jìn)口段結(jié)構(gòu)尺寸的影響，進(jìn)口來流可能為非均勻流動，并且在流體輸送回路中會出現(xiàn)多臺泵并聯(lián)運(yùn)行的情況，從而相互之間形成一定的水力干擾，其實(shí)際性能較出廠性能曲線會出現(xiàn)偏差。為預(yù)測離心泵在實(shí)際使用環(huán)境中真實(shí)的性能參數(shù)，可以借助流體力學(xué)仿真手段，對泵的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境進(jìn)行水力模型建模，分析得到實(shí)際工況下泵的性能參數(shù)，從而對實(shí)際生產(chǎn)具有指導(dǎo)意義。本文設(shè)計了兩種離心泵流體力學(xué)仿真模型，分別為：進(jìn)口為均勻流動的單泵水力模型，以得到近似于
電氣傳動自動化 2021年4期2021-11-22
- 來流剪切對風(fēng)力機(jī)尾跡影響的數(shù)值研究
跡速度逐漸恢復(fù)到來流水平[2]，而尾跡區(qū)流體湍流強(qiáng)度則會在下游某一位置處急劇減弱，接近來流水平[3]。當(dāng)下游風(fēng)力機(jī)處于尾跡區(qū)時，受尾跡速度和湍流強(qiáng)度的影響，風(fēng)力機(jī)疲勞載荷會明顯增強(qiáng)[4]。尾跡區(qū)分為近尾跡區(qū)和遠(yuǎn)尾跡區(qū)，湍流強(qiáng)度在近尾跡區(qū)得到增強(qiáng)，而在遠(yuǎn)尾跡區(qū)減弱[5]。尾跡區(qū)主要存在葉尖渦和中心渦2種渦結(jié)構(gòu)，2種渦環(huán)以螺旋狀向風(fēng)力機(jī)下游衍生，其中具有穩(wěn)定結(jié)構(gòu)的葉尖渦環(huán)會阻礙尾跡區(qū)外的流體與尾跡區(qū)中流體混合[6-8]。來流特性會影響尾跡速度和湍流強(qiáng)度分布。T
動力工程學(xué)報 2021年10期2021-10-22
- 高原風(fēng)力機(jī)與來流湍流的多尺度結(jié)構(gòu)響應(yīng)關(guān)系
雜的環(huán)境條件使得來流風(fēng)況發(fā)生顯著變化，導(dǎo)致機(jī)組發(fā)生短期和長期的功率波動，影響風(fēng)力發(fā)電的調(diào)度能力[5]。其中，文獻(xiàn)[6]研究了大氣風(fēng)場極端事件與風(fēng)輪葉片和主軸上載荷交變的相關(guān)性。文獻(xiàn)[7]研究表明了風(fēng)力波動具有較強(qiáng)的間歇統(tǒng)計性。文獻(xiàn)[8—9]對不同來流條件下葉片和風(fēng)輪荷載的變化進(jìn)行了系統(tǒng)的研究，結(jié)果顯示了剪切來流和低空急流對荷載有不同的影響。湍流與風(fēng)力機(jī)具有復(fù)雜的相互作用。文獻(xiàn)[10]的研究表明，真實(shí)條件下風(fēng)力機(jī)的功率輸出譜分布是由來流的譜以非線性方式調(diào)制的
西華大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2021年5期2021-09-14
- 基于致動盤模型的風(fēng)力機(jī)來流風(fēng)速選取方法研究
的使用方法是基于來流風(fēng)速的，因此來流風(fēng)速的選取顯得尤為重要。風(fēng)力機(jī)來流選取的方法多為直接提取風(fēng)力機(jī)上游點(diǎn)、面上的數(shù)值進(jìn)行計算[6]。該方法的不足之處是不能確定選取距離，容易同時受到上游尾流和致動盤本身的影響。部分學(xué)者以實(shí)測數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)求得致動盤參數(shù)，可不考慮來流風(fēng)速選取問題[7]。在無實(shí)測數(shù)據(jù)情況下，文獻(xiàn)[9]采用反函數(shù)方法求得來流風(fēng)速，但因功率曲線不是規(guī)則曲線，該方法須要分段求解以保證精度。本文在順列和錯列排布情況下，分別采用直接提取風(fēng)力機(jī)上游點(diǎn)、面上的數(shù)
可再生能源 2021年7期2021-07-26
- 基于風(fēng)電場實(shí)測的風(fēng)機(jī)尾流特征分析
電場單臺風(fēng)機(jī)不同來流風(fēng)速下的尾流區(qū)風(fēng)速恢復(fù)速率。1 測試機(jī)組概況測試機(jī)組位于風(fēng)資源比較豐富的新疆達(dá)坂城地區(qū)某風(fēng)電場，風(fēng)電場海拔1 120 m，地形相對平緩，植被稀疏，以戈壁灘、荒地為主。表1中列出了測試風(fēng)機(jī)性能參數(shù)。采用法國Leosphere公司推出的Windcube V2激光脈沖多普勒測風(fēng)雷達(dá)測試機(jī)組的來流及風(fēng)機(jī)尾流區(qū)不同高度處的風(fēng)速及風(fēng)向。表1 風(fēng)機(jī)性能參數(shù)2 測試方案本測試采用2臺Leosphere Windcube V2多普勒激光雷達(dá)和1臺中海達(dá)H
機(jī)械工程與自動化 2021年1期2021-03-18
- 湍流度對水平軸風(fēng)力機(jī)尾流及轉(zhuǎn)矩特性的影響
率的重要因素,而來流湍流度是影響水平軸風(fēng)力機(jī)尾流特性的重要參數(shù)之一.湍流度是風(fēng)速的標(biāo)準(zhǔn)偏差與平均風(fēng)速的比率.受大氣環(huán)境、地表粗糙度等影響,不同風(fēng)場來流湍流度大小及分布不盡相同.因此,研究湍流度對水平軸風(fēng)力機(jī)尾流特性的影響具有重要意義.近年來,相關(guān)學(xué)者針對風(fēng)力機(jī)尾流做了大量研究.Sorensen等[1]考慮葉片展向和旋轉(zhuǎn)方位角的變化,提出了致動線模型.Keck[2]和Ameur等[3]耦合RANS模型和致動線模型對風(fēng)力機(jī)尾流進(jìn)行了相關(guān)研究.Ivanell等[
蘭州理工大學(xué)學(xué)報 2021年1期2021-03-09
- 不同飛行高度下超聲速來流/射流及其相互作用的數(shù)值模擬
在著復(fù)雜的超聲速來流和燃料射流相互作用情況，可通過兩步后臺階模型模擬超聲速來流與射流相互作用進(jìn)行研究. 二者相互作用產(chǎn)生的回流區(qū)，會對射流形態(tài)產(chǎn)生影響，并影響到火箭發(fā)動機(jī)噴管的防熱[9-11]. 氣動噴嘴產(chǎn)生的燃料氣體與噴嘴周圍的空氣摻混[12]、超燃沖壓發(fā)動機(jī)中支板產(chǎn)生燃料射流和發(fā)動機(jī)內(nèi)流相互作用[13]等現(xiàn)象也可視為兩步后臺階處超聲速來流和射流相互作用的流動現(xiàn)象. 因此超聲速來流與射流在兩步后臺階處相互作用的現(xiàn)象具有重要的科研價值和工程意義.已有的工作
上海大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2021年2期2021-02-26
- 噴水對風(fēng)扇壓氣機(jī)性能的影響
落時，航空發(fā)動機(jī)來流空氣流量較小，若此時雨水進(jìn)入航空發(fā)動機(jī)，勢必會對航空發(fā)動機(jī)造成極大的影響。民用飛機(jī)在航線飛行中難免會遇到降雨、冰雹等復(fù)雜惡劣的天氣，飛機(jī)如果遭遇這類惡劣環(huán)境，其配裝的發(fā)動機(jī)將很有可能吸入外物，進(jìn)而影響其進(jìn)氣道流場、發(fā)動機(jī)的強(qiáng)度和性能。在航空飛行史上曾多次發(fā)生由于飛機(jī)吸雨導(dǎo)致的嚴(yán)重空難。因此各國的航空發(fā)動機(jī)適航審定標(biāo)準(zhǔn)都對發(fā)動機(jī)的抗吸雨工作能力做了明確規(guī)定，美國聯(lián)邦航空局(FAA)和歐洲航空安全局(EASA)均頒布了關(guān)于吸雨的適航規(guī)定[1
測控技術(shù) 2021年1期2021-02-03
- 直葉片動態(tài)效應(yīng)水動力特性實(shí)驗(yàn)研究
及在相同轉(zhuǎn)速不同來流速度下的升、阻力系數(shù)的變化趨勢， 從而為翼型的動態(tài)失速研究提供一定的參考。1 實(shí)驗(yàn)方法1.1 模型參數(shù)本實(shí)驗(yàn)以NACA0018 翼型作為實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停撘硇途哂休^好的水動力特性， 被廣泛應(yīng)用于垂直軸潮流能水輪機(jī)上。 圖1 為NACA0018 翼型圖。圖1 NACA0018 翼型圖Fig.1 NACA0018 airfoil blade如圖1 所示，翼型的弦長為150 mm，葉片的旋轉(zhuǎn)中心距離葉片前緣36 mm， 葉片旋轉(zhuǎn)中心處旋轉(zhuǎn)軸的直徑為
可再生能源 2021年1期2021-01-14
- 民用飛機(jī)側(cè)滑角傳感器安裝位置數(shù)值研究
附近當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角之間的關(guān)系、傳感器安裝位置對當(dāng)?shù)貍?cè)滑角和機(jī)頭兩側(cè)當(dāng)?shù)毓ソ堑挠绊懠拔槽E區(qū)域，得到了側(cè)滑角傳感器合理安裝位置和對兩側(cè)迎角傳感器影響區(qū)域，對型號設(shè)計具有較實(shí)用的參考價值。1 計算方法本文主要目的是研究側(cè)滑角傳感器安裝定位及側(cè)滑角傳感器對機(jī)頭兩側(cè)流場分布的影響，因此CFD計算采用了三種構(gòu)型即：全模干凈機(jī)身，干凈機(jī)身加上在機(jī)頭兩種不同位置分布的側(cè)滑角傳感器構(gòu)型。機(jī)頭上布置了3只側(cè)滑角傳感器，中間側(cè)滑角傳感器的對稱面在來流無側(cè)滑角時與機(jī)身的對
民用飛機(jī)設(shè)計與研究 2020年2期2020-07-06
- 基于Theodorsen氣動模型的機(jī)翼顫振計算與分析
動力學(xué)模型已知受來流作用的二元機(jī)翼氣動彈性方程(13)：(13)不考慮系統(tǒng)中阻尼時，利用U-g法進(jìn)行顫振計算，對應(yīng)的顫振方程(14)：(14)其中，g為引入的結(jié)構(gòu)阻尼。式(14)的復(fù)特征值為式(15)：(15)用U-g法做顫振分析的方法：首先，給定來流密度ρ，再預(yù)先給定一組折合頻率k的范圍，取首個k來計算式(14)的復(fù)特征值，根據(jù)公式(15)和(16)求得該k值下的結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)g和來流速度U，記為(g,U)；其次，按一定步長更換k值，重復(fù)上面的步驟；最終得
智能計算機(jī)與應(yīng)用 2020年9期2020-03-18
- 火星大氣來流模擬裝置CFD仿真與試驗(yàn)
迎著模擬火星大氣來流點(diǎn)火的情況還鮮有研究。由于巡視器著陸時發(fā)動機(jī)噴管出口氣流與火星大氣氣流方向相反,目前無法通過理論計算準(zhǔn)確獲得著陸過程的動態(tài)流場對發(fā)動機(jī)起動過程的準(zhǔn)確影響量值,因此需要利用地面模擬試驗(yàn)臺,在著陸器的主發(fā)動機(jī)初樣研制階段,開展模擬一定火星大氣速度條件下的發(fā)動機(jī)迎風(fēng)點(diǎn)火試驗(yàn)技術(shù)研究。本文采用數(shù)值模擬技術(shù)結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證方法,針對著陸器火星大氣來流形成裝置開展了設(shè)計研究工作,為驗(yàn)證火星著陸環(huán)境下發(fā)動機(jī)點(diǎn)火的適應(yīng)性研究建立試驗(yàn)驗(yàn)證條件。1 火星大氣環(huán)
火箭推進(jìn) 2020年1期2020-03-06
- 撲翼飛行器氣動仿真分析
了研究不同的空氣來流速度和撲動頻率對仿生撲翼飛行器的氣動特性的影響，本文設(shè)置了5組不同的撲動頻率和5組不同的空氣來流速度。在仿真方案中，分別設(shè)置來流速度分別為1 m/s、2 m/s、3 m/s、4 m/s、5 m/s；撲動頻率設(shè)置為1 Hz、2 Hz、3 Hz、4 Hz、5 Hz。為了真實(shí)地反映所設(shè)計的模型的氣動效果，將在三維建模軟件UGNX中設(shè)計的模型進(jìn)行適當(dāng)簡化后以parsolid的格式導(dǎo)入到ADAMS中[7]，施加約束、驅(qū)動，進(jìn)行解算后，將部件和解算
兵器裝備工程學(xué)報 2020年1期2020-03-05
- 高超聲速風(fēng)洞來流擾動測量及數(shù)據(jù)后處理技術(shù)研究
流場品質(zhì)，即自由來流擾動的模態(tài)特征，是衡量風(fēng)洞設(shè)計成功與否的重要指標(biāo)。對于常規(guī)低速風(fēng)洞，衡量其動態(tài)品質(zhì)的參數(shù)是湍流度，即速度偏差的均方根[1]。相對而言，高超聲速風(fēng)洞的流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，其流場的動態(tài)品質(zhì)定義更加困難。此外，諸多高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：流場的動態(tài)品質(zhì)對風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果有嚴(yán)重影響，如層/湍流邊界層轉(zhuǎn)捩[2-5]、激波/邊界層干擾模式[6]、阻力系數(shù)測量[7]等，但是其中的作用機(jī)理仍不確定，有待于探索。尤其是高超聲速流動下的邊界層轉(zhuǎn)捩問題，不同類型來流
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2019年5期2019-11-07
- 非對稱П型梁和流線型箱梁氣動性能風(fēng)洞試驗(yàn)研究
主梁的氣動外形、來流攻角和風(fēng)向角以及雷諾數(shù)等[1-3]。其中主梁的氣動外形是重要的影響因素，主梁上的風(fēng)嘴、欄桿以及氣動措施等都會對主梁的氣動性能構(gòu)成重要影響。孟曉亮等[4]通過風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究了風(fēng)嘴角度對封閉和半封閉箱梁渦振和顫振性能的影響，并發(fā)現(xiàn)采用較尖的風(fēng)嘴可以改善此類主梁斷面的渦振性能，且基本不會對顫振穩(wěn)定性產(chǎn)生不利影響。管青海等[5]通過表面壓力同步測量，研究了欄桿對箱梁斷面渦振特性的影響，發(fā)現(xiàn)欄桿使上表面的來流分離更加嚴(yán)重，改變了上表面的壓
振動與沖擊 2019年8期2019-06-13
- 三類氣動導(dǎo)納數(shù)值識別方法的適應(yīng)性研究
8)0 引 言受來流湍流的影響，處于大氣邊界層中的橋梁都會受到抖振力的作用。抖振力與來流的脈動風(fēng)特性、靜力三分力系數(shù)、氣動導(dǎo)納函數(shù)等有關(guān)。氣動導(dǎo)納作為聯(lián)系脈動風(fēng)與抖振力的傳遞函數(shù)，其準(zhǔn)確性對于橋梁抖振具有重要的意義。針對于桁架橋，Davenport[1]用速度互相關(guān)來計算阻力氣動導(dǎo)納，而升力氣動導(dǎo)納采用基于勢流理論推導(dǎo)得到的Sears函數(shù)。對于流線型的斷面，在沒有試驗(yàn)結(jié)果的前提下，Sears函數(shù)經(jīng)常被采用。隨著試驗(yàn)技術(shù)的進(jìn)步，大量的研究者借助于風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行
空氣動力學(xué)學(xué)報 2019年2期2019-05-08
- 前緣曲率對三維邊界層內(nèi)被激發(fā)出非定常橫流模態(tài)的影響研究?
擬方法研究在自由來流湍流作用下具有不同橢圓形前緣三維(后掠翼平板)邊界層內(nèi)被激發(fā)出非定常橫流模態(tài)的感受性機(jī)制;揭示不同橢圓形前緣曲率對三維邊界層內(nèi)被激發(fā)出非定常橫流模態(tài)的擾動波波包傳播速度、傳播方向、分布規(guī)律、感受性系數(shù)以及分別提取獲得一組擾動波的幅值、色散關(guān)系和增長率等關(guān)鍵因素的影響;建立在不同橢圓形前緣曲率情況下,三維邊界層內(nèi)被激發(fā)出非定常橫流模態(tài)的感受性問題與自由來流湍流的強(qiáng)度和運(yùn)動方向變化之間的內(nèi)在聯(lián)系;詳細(xì)分析了不同強(qiáng)度各向異性的自由來流湍流在激
物理學(xué)報 2018年21期2018-12-02
- 橋梁斷面氣動導(dǎo)納風(fēng)場依賴特性的數(shù)值研究
梁隨機(jī)抖振理論把來流湍流產(chǎn)生的氣動力效應(yīng)按單位長度的斷面氣動力和沿跨度方向的空間相關(guān)性來處理[1]。通常，沿橋梁跨度方向的相關(guān)效應(yīng)用聯(lián)合接收函數(shù)來表示，而不同波長的湍流對斷面的非定常效應(yīng)則用氣動導(dǎo)納函數(shù)來考慮。氣動導(dǎo)納作為聯(lián)系隨機(jī)抖振力和脈動風(fēng)的傳遞函數(shù)，在橋梁隨機(jī)抖振分析中起著重要的作用。因此，準(zhǔn)確地識別橋梁斷面的氣動導(dǎo)納函數(shù)，是進(jìn)行橋梁抖振分析的關(guān)鍵。Sears[2]在勢流理論的基礎(chǔ)上通過計算豎向簡諧脈動風(fēng)作用下二維薄機(jī)翼斷面受到的氣動力，得到了氣動導(dǎo)
空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年4期2018-10-08
- 基于工程轉(zhuǎn)捩模型的高超聲速進(jìn)氣道特性
一，主要作用是對來流進(jìn)行降速增壓，為燃燒室提供穩(wěn)定的高溫、高壓氣流。進(jìn)氣道的氣動特性的優(yōu)劣和穩(wěn)定性直接對發(fā)動機(jī)乃至整個飛行器的總體性能產(chǎn)生重要影響[2]。從空氣動力學(xué)角度而言，高超聲速進(jìn)氣道的工作環(huán)境具有以下特征：第一，飛行高度一般位于平流層，來流密度低且湍流度小，飛行器前體及進(jìn)氣道部分壓縮面邊界層通常為層流；第二，強(qiáng)增壓效果使壓縮面后部逆壓梯度較大，容易導(dǎo)致層流邊界層失穩(wěn)及轉(zhuǎn)捩；第三，高超聲速進(jìn)氣道壓縮面通常具有復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)，激波/邊界層干涉現(xiàn)象也極易導(dǎo)
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2018年7期2018-07-28
- 小型共軸旋翼自然來流下的抗風(fēng)擾氣動特性分析
是當(dāng)自然環(huán)境中的來流可能是來自不同方向時，槳葉在各個方位角受到的氣動力都可能因此發(fā)生波動，最終對飛行器操縱性、穩(wěn)定性、噪音和振動水平等造成一定影響。對于共軸雙旋翼，懸停飛行又是最基本的工作狀態(tài)，因此探索懸停狀態(tài)下共軸旋翼在自然環(huán)境中的抗風(fēng)性能具有重要理論意義和實(shí)際應(yīng)用價值。針對旋翼流場特性，國內(nèi)外開展了大量研究工作。其中理論方面主要運(yùn)用動量葉素理論、動量源方法、渦輸運(yùn)模型、尾跡方法、計算流體動力學(xué)(CFD)方法對共軸雙旋翼進(jìn)行氣動建模，其中CFD方法的優(yōu)勢
兵工學(xué)報 2018年6期2018-07-02
- 來流導(dǎo)致的高超聲速氣動熱不確定度量化分析
中需要給出確定的來流條件、幾何尺寸、邊界條件以及精確的物理模型。然而高度復(fù)雜的航天飛行器的分析和設(shè)計中不確定性因素是普遍存在的，例如幾何模型在載荷作用下的變形和大氣來流條件變化等。不確定性因素可分為偶然不確定度(aleatory uncertainty)和認(rèn)知不確定度(epistemic uncertainty)兩大類[2]。偶然不確定度是由于事物固有的隨機(jī)性導(dǎo)致的不確定度；而認(rèn)知不確定度是由于缺乏理論知識導(dǎo)致的不確定度。不確定度量化(uncertaint
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2018年5期2018-06-04
- 基于HyShot發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)介質(zhì)影響數(shù)值研究
燒加熱方式的試驗(yàn)來流中包含了較多污染組分，與實(shí)際空氣來流組成有較大差異，改變了來流的熱力學(xué)特性及相關(guān)燃燒過程的化學(xué)動力學(xué)特性。因此，由直接燃燒加熱方式的試驗(yàn)來流獲得的試驗(yàn)結(jié)果不能完全等同于對應(yīng)實(shí)際空氣來流的試驗(yàn)結(jié)果，必須要考慮污染對試驗(yàn)結(jié)果的影響。此外，燃燒加熱所使用的燃料及來流模擬準(zhǔn)則對試驗(yàn)的影響各有特點(diǎn)，除影響試驗(yàn)設(shè)備運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性外，也影響著對試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理過程的復(fù)雜程度。充分利用(修正)基于燃燒不同燃料的直接燃燒加熱方式獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將地面試驗(yàn)結(jié)果
空氣動力學(xué)學(xué)報 2018年2期2018-04-25
- 加熱方式對煤油燃料超聲速燃燒室性能影響
發(fā)動機(jī)的高焓空氣來流，國內(nèi)外廣泛采用燃燒加熱方式對試驗(yàn)空氣進(jìn)行加熱升溫。采用燃燒加熱方式獲得的試驗(yàn)來流中含有H2O、CO2及自由基等污染組分，污染組分的存在使試驗(yàn)空氣的物理化學(xué)特性、熱力學(xué)性質(zhì)與真實(shí)大氣存在差異，從而對發(fā)動機(jī)燃燒反應(yīng)過程、點(diǎn)火和熄火特性、火焰?zhèn)鞑ヌ匦砸约叭紵専嵋?guī)律等產(chǎn)生影響，導(dǎo)致地面試驗(yàn)結(jié)果不能直接反映真實(shí)飛行條件下發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)[1-8]。Virginia大學(xué)研究人員針對氫氣或乙烯燃料雙模態(tài)超聲速燃燒室，開展了主要污染組分H2O、CO
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2018年5期2018-02-13
- 三維邊界層內(nèi)誘導(dǎo)橫流失穩(wěn)模態(tài)的感受性機(jī)理?
面局部粗糙,自由來流湍流邊界層感受性問題是層流向湍流轉(zhuǎn)捩的初始階段,在轉(zhuǎn)捩過程中起關(guān)鍵性作用,尤其是三維邊界層流動.因此,研究三維邊界層感受性問題對進(jìn)一步理解層流向湍流轉(zhuǎn)捩機(jī)理以及湍流成因具有重要的理論意義.采用數(shù)值方法研究自由來流湍流與三維壁面局部粗糙相互作用下三維邊界層的感受性問題,確定是否能在三維邊界層內(nèi)尋找一種新的橫流失穩(wěn)模態(tài);確定在何種條件下三維邊界層內(nèi)能誘導(dǎo)出定常、非定常的橫流失穩(wěn)模態(tài);探索自由來流湍流的強(qiáng)度、展向波數(shù)和法向波數(shù)以及三維壁面局部
物理學(xué)報 2017年20期2017-11-12
- 風(fēng)力機(jī)流場速度數(shù)值模擬
研究風(fēng)力機(jī)在不同來流風(fēng)速下和額定風(fēng)速下運(yùn)行時的尾流情況,采用數(shù)值模擬計算的方法,對美國可再生能源實(shí)驗(yàn)室(NREL)5 MW 風(fēng)力機(jī)進(jìn)行建模并選擇不同來流風(fēng)速進(jìn)行數(shù)值模擬計算.通過模擬計算數(shù)據(jù)可以看出,風(fēng)力機(jī)下游的風(fēng)速在0D～4D區(qū)域內(nèi)恢復(fù)迅速,在4D～12D區(qū)域內(nèi)恢復(fù)緩慢,在12D～16D區(qū)域內(nèi)恢復(fù)迅速.其中,在風(fēng)力機(jī)下游6D距離處,來流風(fēng)速恢復(fù)到接近來流風(fēng)速的60%,在20D處恢復(fù)到來流風(fēng)速的92.8%.由此表明,初始來流風(fēng)速越大,風(fēng)力機(jī)下游風(fēng)速越容易恢
上海電力大學(xué)學(xué)報 2016年5期2016-12-15
- 噴霧蒸發(fā)中單個液滴蒸發(fā)特性的研究
液滴初始條件下，來流溫度越高和速度越大，液滴與來流氣體間的傳熱和傳質(zhì)過程越強(qiáng)，液滴完全蒸發(fā)時間越短，其中來流速度的影響主要體現(xiàn)在液滴剛剛進(jìn)入氣體的初期蒸發(fā)階段，而來流溫度則通過平衡階段傳熱溫差來影響液滴蒸發(fā)，且通過增大液滴與來流間速度差，即可強(qiáng)化液滴的非平衡蒸發(fā)過程。液滴；蒸發(fā)；傳熱；傳質(zhì)；仿真計算噴霧蒸發(fā)技術(shù)是利用霧化裝置將原料液分散成細(xì)小的霧滴后，與流體介質(zhì)接觸蒸發(fā)的過程。系統(tǒng)深入研究單個液滴蒸發(fā)特性，分析各個因素對蒸發(fā)過程的影響，對理解噴霧蒸發(fā)技術(shù)很
低碳世界 2016年31期2016-12-03
- 湍流激勵下簡支平板振動特性的解析法研究
的固有特性；隨著來流速度的增大，平板振速的均方譜密度幅值按一定的數(shù)值關(guān)系增大。湍流邊界層；隨機(jī)激勵理論；平板振動特性；解析法0 引 言當(dāng)潛艇航行時,物面邊界層由層流發(fā)展為湍流。湍流邊界層內(nèi)隨機(jī)的速度擾動產(chǎn)生的隨機(jī)的脈動壓力激勵彈性結(jié)構(gòu)振動并產(chǎn)生輻射噪聲。湍流脈動壓力是面分布的隨機(jī)激勵力源，其分布特性決定了輸入給結(jié)構(gòu)的能量，人們通常采用頻率-波數(shù)譜定量地描述它與結(jié)構(gòu)相互作用的空間和時間耦合程度。經(jīng)典的湍流脈動壓力頻率-波數(shù)譜模型首先由Corcos[1]建立,
船舶力學(xué) 2016年4期2016-05-04
- 后鈍體開口先進(jìn)旋渦燃燒室燃燒特性的數(shù)值研究*
開口結(jié)構(gòu)上對不同來流速度、來流溫度、壁面溫度及燃?xì)猱?dāng)量比下后鈍體開口AVC的流場、溫度場、總壓損失、燃燒效率及燃燒產(chǎn)物量進(jìn)行了數(shù)值模擬，以得到在不同燃燒條件下后鈍體開口AVC的燃燒流動性能。1 計算模型及方法1.1 幾何模型及結(jié)構(gòu)參數(shù)文中AVC模型［10］如圖1所示，燃燒室通道尺寸為400 mm×100 mm×100 mm，前鈍體結(jié)構(gòu)尺寸為80 mm×60 mm×100 mm，后鈍體結(jié)構(gòu)尺寸為20 mm×42 mm×100 mm，開口角度為100°，開口尺
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2015年2期2015-12-10
- 環(huán)境壓力降低對底排二次燃燒影響的數(shù)值模擬
p∞、T∞分別為來流馬赫數(shù)、來流靜壓、來流靜溫，Tj、rj分別為排氣溫度、排氣口半徑。I為排氣參數(shù)，形式為I=.其中分別為質(zhì)量流率、最大截面積、來流密度、來流速度。模擬的具體參數(shù)值在表1中給出。圖1 底排模型示意圖Fig.1 Schematic diagram of base bleed model表1 模擬參數(shù)Tab.1 Simulation parameters網(wǎng)格采用弧長法生成［17］。圖2為模型尾部區(qū)域網(wǎng)格圖，網(wǎng)格總數(shù)為29 000.遠(yuǎn)場采用無反射
兵工學(xué)報 2015年3期2015-11-11
- 圓盤表面出氣環(huán)境散射返回流TPMC模擬
隨圓盤表面半徑、來流氣體速度、來流氣體分子數(shù)密度的增加呈線性增大；隨出氣分子質(zhì)量、來流氣體攻角的增加而先增大后減??；隨出氣表面溫度的增加而減小并漸趨于穩(wěn)定；隨來流氣體分子質(zhì)量的增加而增大并漸趨于穩(wěn)定；隨來流氣體溫度的增加而增大。同時，采用分子動理學(xué)的觀點(diǎn)，分析了這些因素影響返回通量比的物理機(jī)制。出氣分子；環(huán)境散射；返回流；試驗(yàn)粒子Monte Carlo方法；圓盤0 引 言航天器表面的出氣主要來自表面材料的放氣、噴流控制和廢氣排放等［1］。如果從表面發(fā)出的氣
空氣動力學(xué)學(xué)報 2015年6期2015-04-11
- CDPF再生性能的試驗(yàn)研究
測試臺架，研究了來流參數(shù)和灰沉積對催化型柴油機(jī)顆粒捕集器(CDPF)再生性能的影響規(guī)律，并比較了DPF和CDPF在再生性能上的差異。結(jié)果表明：隨著來流溫度的增加，載體的最高溫度和最大溫度梯度先保持不變，后迅速增大，再生效率和效能比也逐漸增大；隨著來流溫度脈沖持續(xù)時間的增長，載體的最高溫度基本保持不變，最大溫度梯度略有增大，再生效率逐漸增大，但效能比卻逐漸降低；隨著灰沉積量的逐漸增大，載體的最高溫度和最大溫度梯度基本保持不變，再生效率和效能比卻逐漸降低；在來
車用發(fā)動機(jī) 2015年6期2015-03-21
- 納秒激光等離子體減阻數(shù)值模擬
的103倍；隨著來流馬赫數(shù)的增大，空氣來流強(qiáng)度增強(qiáng)，導(dǎo)致減小阻力的百分比減小；隨著激光能量的增加，激光引致的沖擊波強(qiáng)度增大，使得減小阻力的百分比增加；隨著激光聚焦擊穿位置的增大，減小阻力的百分比減小，但低阻力維持的時間明顯增加。納秒激光；等離子體減阻；減小阻力的百分比；來流馬赫數(shù)；激光能量；激光聚焦位置1 引 言1978年，美國倫瑟勒工學(xué)院的Myrabo率先提出利用激光在飛行器前端聚焦擊穿空氣形成高溫高壓等離子體，減小超聲速飛行器氣動阻力的新概念［1］，其
激光與紅外 2014年2期2014-06-07
- 超聲速封閉通道內(nèi)振蕩的振幅特性*
研究重點(diǎn)為超聲速來流條件下封閉通道內(nèi)的振蕩，著重于其振幅特性的歸納分析。上述相關(guān)文獻(xiàn)中，研究側(cè)重于流動過程的動態(tài)模擬和振蕩頻率預(yù)估。文中將對某軸對稱超聲速封閉通道內(nèi)的振蕩現(xiàn)象進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，分析特征因素對振幅特性的影響，為沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計提供參考。1 物理模型及計算方法1.1 物理模型以一種軸對稱封閉通道模型為研究對象，在通道入口前是一個斜錐，如圖1所示。圖1 封閉通道模型示意圖對于通道內(nèi)振蕩振幅的研究，主要考慮封閉通道結(jié)構(gòu)和飛行狀態(tài)的影響，其中通道結(jié)構(gòu)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2013年2期2013-12-10
- 絞吸挖泥船水流作用力數(shù)值模擬
型，對船體在不同來流角度及速度下水流作用的流場進(jìn)行數(shù)值模擬，得到了各情況下水流對船體的阻力及阻力系數(shù)，可供絞吸挖泥船設(shè)計及施工時參考。1 數(shù)值計算模型1.1 控制方程和湍流模型本文將流體視為不可壓縮流體，流動為定常流動，其控制方程為三維連續(xù)性方程和三維不可壓縮的N－S方程。方程描述如下。連續(xù)性方程:動量方程:目前，使用廣泛的湍流模型有標(biāo)準(zhǔn)k－ 兩方程模型和重整化群RNGk－ 模型，兩者的k方程和 方程是相同的，不同的是后者采用的系數(shù)不是根據(jù)試驗(yàn)而是由理論推
機(jī)械制造與自動化 2013年3期2013-10-14
- 冰風(fēng)洞試驗(yàn)中水滴的傳熱傳質(zhì)計算研究
參數(shù)往往使用風(fēng)洞來流空氣參數(shù)進(jìn)行計算，忽略了真實(shí)情況下水滴與空氣的傳熱傳質(zhì)過程，致使試驗(yàn)數(shù)據(jù)產(chǎn)生偏差，并影響測試結(jié)果的可靠性。通過對冰風(fēng)洞試驗(yàn)中水滴的運(yùn)動過程進(jìn)行研究，考察了水滴與空氣主流間的傳熱與傳質(zhì)現(xiàn)象，建立了水滴運(yùn)動過程中參數(shù)變化的控制方程。基于該方程編制了冰風(fēng)洞水滴粒徑溫度變化分析軟件，計算分析了過冷水滴在行進(jìn)過程中相關(guān)參數(shù)的變化曲線，比較了不同初始條件及各參數(shù)對水滴溫度、直徑和速度的影響。結(jié)果表明：不同環(huán)境下水滴在運(yùn)動過程中溫度、尺寸和速度變化受
航空發(fā)動機(jī) 2013年3期2013-07-10
- 某體育場懸挑屋蓋表面脈動風(fēng)壓空間相關(guān)特性
的分析指出，垂直來流方向測點(diǎn)間的相干性要大于平行來流方向。Saranyasoontorn［7］把幾種經(jīng)典相干函數(shù)模型進(jìn)行對比分析，得出它們的適用性隨兩點(diǎn)間距、風(fēng)速等因素而變化的結(jié)論。與高層建筑脈動風(fēng)壓相干函數(shù)不同，懸挑屋蓋脈動風(fēng)壓相干函數(shù)有其本身的特征湍流作用，Irwin［8］分析了渦旋脫落對不同類型建筑的影響。汪叢軍［9］對體育場環(huán)狀懸挑屋蓋的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析，采用Davenport水平相干函數(shù)公式對相干函數(shù)曲線進(jìn)行了擬合。Nakamura［10］對體
土木與環(huán)境工程學(xué)報 2013年2期2013-03-05
- 粒子圖像測速技術(shù)在馬赫數(shù)4.0流場測試中的應(yīng)用
eam表1 自由來流PIV測量結(jié)果與理論值比較The nozzle flow was measured by PIV atMa=4.0andT0=400K with a field of view of about 100×180mm2parallel to the axis of symmetry shown in Fig.5.The PIV picture（Fig.5（a））showed a rather homogenous TiO2particle
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年6期2012-11-20
- 析濕工況下翅片管換熱器翅片效率計算分析
表面溫度往往低于來流空氣露點(diǎn)溫度,此時,翅片表面結(jié)露而形成水膜,空氣與翅片間同時存在傳熱與傳質(zhì),換熱的驅(qū)動力為焓差。濕翅片效率受翅片表面熱質(zhì)交換強(qiáng)度、換熱器結(jié)構(gòu)與材料、管內(nèi)流體溫度等多因數(shù)影響,計算比較復(fù)雜。在翅片管換熱器優(yōu)化設(shè)計中,要確定換熱器的換熱性能,則要先計算翅片效率,在析濕工況下,若以溫差為驅(qū)動力的干工況翅片效率計算公式[1]計算濕翅片效率,則會產(chǎn)生較大誤差。目前,關(guān)于濕翅片效率的計算模型較多,其中得到廣泛應(yīng)用的有Wang et al[2]基于圓
制冷 2011年3期2011-09-13
- 非基于水情預(yù)報模型下的流域總負(fù)荷實(shí)時優(yōu)化調(diào)度系統(tǒng)設(shè)計
是基于預(yù)報模型做來流預(yù)報有關(guān)。預(yù)報模型的精度本身極難把握,而且要做到實(shí)時優(yōu)化調(diào)度,其要求的預(yù)報精度和靈敏性更高,因此,現(xiàn)存的預(yù)報模型往往不具備這樣的要求。在我國,近幾年是水電開發(fā)的高峰期,很多開發(fā)流域不是大江大河,流域上原存的水文資料本來就十分缺乏,有些甚至沒有。因此,在這樣的流域根本不可能建立起基于預(yù)報模型的優(yōu)化調(diào)度系統(tǒng)。同時,由于過去受經(jīng)濟(jì)、科技發(fā)展水平的限制,水電站以單站、單庫分布為常態(tài),而今流域梯級開發(fā)已成為常態(tài),且隨著自動化程度的提高,國內(nèi)已經(jīng)開
四川水力發(fā)電 2010年6期2010-11-12
- 立管渦激振動的離散渦數(shù)值模擬
模擬。通過在均勻來流和剪切來流下的模擬,所得的結(jié)論與其他文獻(xiàn)中的結(jié)論比較吻合,較好地揭示了立管渦激振動的特征。立管;渦激振動;離散渦方法;CFDAbstract:Discrete vortex method is used to calculate the lifting force induced by the vortex shedding from the structure.The results will couple with the rise
中國海洋平臺 2010年1期2010-09-09
- 主動來流條件類平板斷面氣動力荷載效應(yīng)分析
分尺度荷載效應(yīng)和來流湍流及特征湍流非線性效應(yīng)的研究基本上處于空白狀態(tài)。對于隨機(jī)抖振氣動力荷載作用模式及規(guī)律的相關(guān)研究不足主要表現(xiàn)在：對于描述特定橋梁斷面,對于不同來流頻率成份有選擇放縮的氣動力準(zhǔn)定常修正項的氣動導(dǎo)納函數(shù),工程應(yīng)用中常假定氣動導(dǎo)納的上限值為1、下限值為薄平板斷面的Sear函數(shù),而基于氣動導(dǎo)納這兩種取值的計算結(jié)果可以導(dǎo)致1倍左右的計算誤差;由于導(dǎo)納識別算法推導(dǎo)過程引入諸多近似假定和風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備測試精度及來流輸入條件,如：積分尺度等參數(shù)無法準(zhǔn)確控
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2010年6期2010-04-15