定常与脉冲涡旋射流下矩形扩压器流动分离控制研究

为了研究涡旋射流控制流动分离的物理机理,基于大涡模拟方法对涡旋射流控制下的矩形扩压器流场和射流流向涡结构的生成、发展等动力学演化过程进行了数值研究.结果表明:射流产生的流向涡将主流高动量气流带入分离区,增加了边界层内气流流动方向的动量,使流动分离得到了抑制.射流流场的涡结构主要由射流剪切层涡、马蹄涡、尾涡组成,由于速度梯度大小的变化,使得射流剪切层涡系的结构随着时间推移从涡卷演化为涡环.对于脉冲射流,在低频脉冲下,射流产生的流向涡呈涡卷结构,流动控制效果明显.在高频脉冲下,射流剪切层涡演变成间歇涡环结构,流动控制效果减弱.通过对比脉冲频率和占空比对流动控制的影响发现,占空比为0.5、频率为20Hz的脉冲射流具有较好的流动控制效果.     

温度计套管的工程应用设计方法

 在工程应用中,温度计套管因共振导致断裂问题日益受到重视,相关的讨论也很多,但多局限于对共振频率的计算与评估,缺乏对共振情况下和非共振情况下温度计套管的受力分析和研究,没有一个综合的解决方案.针对这一现状,根据ASME PTC19.3 TW-2010提供的准则,通过对温度计套管振动频率、静态应力和动态应力的分析,建立了相应的极限限制条件,提出了温度计套管的应力分析和断裂评估的工程应用设计方法.从设计资料准备到计算评估等给出具体的设计步骤,并结合计算实例,介绍了这个方法的具体应用.这种方法可以使温度计套管从本质上避免共振折断.     

基于多普勒特性的飞机尾流回波提取方法

飞机尾流探测技术是航空安全领域的重要研究课题。使用一组均匀分布的粒子模拟尾流涡旋的运动特征,研究了潮湿大气中尾涡多普勒谱的视频回波仿真方法。尾流回波的信噪比很低,降低检测门限的方法导致产生大量虚警。为了克服这个缺点,基于尾涡多普勒特性,提出了一种利用多层前馈神经网络提取尾流回波的方法。仿真表明,尾流回波的多普勒谱谱宽较大,谱型不同于气象回波的高斯谱,通过对比分析验证了神经网络提取方法的有效性。研究结果有助于利用脉冲多普勒雷达对飞机尾流探测技术的研究。     

柱状旋流分离器旋转涡核边界分布特性

采用微分雷诺应力模型对柱状旋流分离器气体单相流场中的旋转涡核边界分布特性进行数值模拟,阐述涡核的衰减形态,考察升气管直径、入口面积以及筒体长度变化对旋转涡核边界分布的影响。结果表明:零轴速包络边界与旋转涡核边界分属不同面,二者分布于升气管投影面的两侧;旋转涡核在分离器中的自然终止形态是涡核尾端弯曲终止于壁面,并沿壁面做圆周运动;涡核边界宽度随升气管直径的减小、入口面积的增大而减小;当筒体较短时,在较大跨度的升气管直径分布内,涡核边界沿轴向近似成柱状分布。筒体长度增加会使切向速度沿轴向产生衰减,涡核边界在升气管入口区域向外扩张,沿轴向向下逐渐收缩。     

基于灰色理论的多参数海洋立管涡激振动试验研究

通过模型试验的方法对多参数作用下的海洋立管的涡激振动进行了研究。试验参数包括:立管模型材料、顶张力、边界条件以及流速。模型材料选取了铝(Al)、有机玻璃(PMMA)和硬质塑料(UPVC)三种;流速采用0.2 m/s、0.6 m/s和1 m/s;边界条件采用两端铰接(S-S)和铰接-固接(S-F)两种,顶张力选取为5 N和65 N。通过电测法获得动态应变数据,得到立管的顺流向振动响应、横流向振动响应以及漩涡脱落频率;利用灰色理论分析不同参数对立管涡激振动响应的影响。结果表明,立管材料对立管的振动起着主要影响,各参数对漩涡脱落频率的关联序为r_(01)r_(02)r_(03)r_(04)(r_(01)为材料,r_(02)为流速,r_(03)为边界条件,r04为顶张力);即立管材料、流速与边界条件对漩涡脱落频率影响大,顶张力较其他三个因素影响稍弱。     

不同湍流模型在旋流非接触搬运器仿真中的应用和对比

摘要：
采用标准k ε湍流模型, RNG k ε湍流模型和雷诺应力（RSM）湍流模型,对旋流非接触搬运器进行数值仿真计算,得出3种模型的压力曲线、吸力曲线和流量值.通过计算结果与试验值对比得知,3种模型中RSM湍流模型的预报结果最为合理;RNG k ε湍流模型的预报结果次之,在工程应用中该模型的误差可以接受;标准k ε湍流模型的预报结果最差.因此,RSM湍流模型和RNG k ε湍流模型可被用作搬运器研究的理论依据. 关键词：
旋流非接触搬运器; 湍流模型; 数值模拟 中图分类号： TH 47
文献标志码： A     

跨声速离心压气机叶尖区旋涡流动特征

车用增压器高压比的发展趋势,使得跨声速离心压气机叶尖区流动对气动性能影响更为重要.采用三维CFD方法,研究了跨声速离心压气机叶尖区流动对性能的影响.结果表明:额定、近失速和堵塞工况的激波呈现多样性;额定和近失速工况主叶片前缘发出的泄漏涡与相邻主叶片压力面相撞分裂成两支,堵塞工况主叶片的泄漏涡出现在压力面侧;3种工况分流叶片泄漏涡与主叶片的泄漏涡均在同一通道流出叶轮;1/2主叶片弦长之后,3工况的分离旋涡与通道涡的尺度和分布特征基本相同,叶片吸力面与机匣相交的角区形成高损失核心区.对激波结构和旋涡特征的分析有助于认识叶轮内损失分布规律和产生损失的机理.     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

基于改进涡流搜索算法的支持向量机分类模型

支持向量机( SVM: Support Vector Machine) 是定义在特征空间上的间隔最大的线性分类器,参数的选择 决定了其学习性能和泛化能力。针对此参数选择问题,采用改进的涡流搜索算法对支持向量机参数进行选择, 寻找最优适应度函数。仿真实验表明,改进的涡流搜索算法是一种有效的SVM 参数选择方法,有利于跳出局 部最小值,其优化性能不低于涡流搜索算法。     

部分相干涡旋光束在湍流大气中的相干性

根据广义的惠更斯-菲涅耳原理,得到了部分相干涡旋光束在湍流大气中传输时光谱相干性的理论表达式,然后详细研究了光束在湍流介质中传输时相干性的变化规律。研究表明,部分相干涡旋光束通过湍流介质后,光束的相干性主要受到湍流扰动强弱和光束所带的拓扑电荷数多少的影响,而与光源本身的相干性无关。光源所带的拓扑电荷数越多,光束的相干性越差;湍流扰动越强,光束的相干性越好。