临界雷诺数

摘要： 为了探究水下航行体在航行过程中是否存在一种非分离层流状态,本文根据负压梯度的流线型外形设计方法,得到一种能保持非分离层流状态的回转体外形UA-100.在低于临界体积雷诺数的情况下,采用FLUENT软件中的层流模型对其进行不同速度的模拟,并且考虑空化的影响.研究发现:在无空化时表面压力系数与理论吻合一致,且与速度无关;表面摩擦力与理论值也吻合较好;壁面剪切力大于零,流动没有发生分离.所设计的外形在一定的范围内,确实存在无空化、不分离的层流流动状态,为航行体减阻提供了参考.

摘要： 充填料浆在管道内的流态决定了其管输阻力特性,本文针对这一关键问题开展了高浓度料浆流态及其判别方法研究.通过布设监测系统开展充填流量及管道压力的同步实时监测,在综合分析监测结果与充填料浆流型及流态的基础上,揭示了高浓度充填管输系统单位长段阻力损失与料浆流速的典型关系;评估了四种高浓度充填料浆流态判别方法及对应过渡流速计算方法的可靠性.结果表明:采用Swamee修正方法得到的过渡流速与实测回归所得值相对误差在0.9％ ～6.4％ 之间,证明该方法能够满足应用需求.

摘要： 采用Micro-PIV实验系统和压差测试系统,研究了含有单个微圆柱的通道内去离子水在10

摘要： 非接触式机械密封端面间流体流动是一种包含压差流和剪切流在内的复合流动,其流动状态受内外压差、密封间隙、 转速等多种因素的影响.梳理压差流、 剪切流、 复合流的临界雷诺数相关文献,发现大多数文献认为压差流的临界雷诺数为2000,剪切流的临界雷诺数也接近2000.提出一种利用复合速度计算压差剪切复合流动雷诺数的方法,即将压差流与剪切流形成的速度的矢量和作为雷诺数的特征速度来计算雷诺数,简称复合速度雷诺数,并以复合速度雷诺数等于2000作临界雷诺数判据,来判断流体膜的压差剪切复合流动是处于层流状态还是处于湍流状态.对于压差流和剪切流相互垂直的复合流动,用复合速度法确定的复合速度雷诺数与分别用压差流雷诺数和剪切流雷诺数复合的复合雷诺数等价.以GABRIEL经典论文数据为例,利用复合速度方法得到的最大复合雷诺数为100,小于复合流动临界雷诺数,处于层流状态.

摘要： 针对裂隙岩体非达西渗流问题,开展了不同粗糙裂隙非线性渗流特性的研究.将完整的方形岩块采用劈裂法制成裂隙试件,用三维光学扫描系统量测裂隙表面形貌,并采用Kulatilake提出的自仿射分形维度方法计算表面的分形维度来表征粗糙表面的各向异性特征.根据裂隙流的曲折效应,在Forchheimer定律基础上,提出了水文弯曲度和表面分形幂律关系来表征非线性特点,并由此提出了新的粗糙裂隙非线性分形模型.对各组裂隙试件在2个方向(0°,90°)上进行饱和渗流试验,发现流动符合Forchheimer定律且存在各向异性特点,最后由分形模型,提出了区分达西流与Forchheimer流的新判据.

摘要： 采用Micro-PIV和FLUENT软件,对水包油乳液在内径为0.7 mm的圆截面毛细管内的流场结构进行了实验和模拟研究,得到了毛细管内的速度矢量场分布.研究结果显示,实验结果与模拟结果较接近,毛细管内从层流到紊流的转捩发生在Re为2 000左右,与宏观尺度管内流动的临界雷诺数接近,并未发现流动转捩提前的现象.

摘要： 对于类似于圆形断面的光滑柱体结构,其气动力受雷诺数的影响很大.以圆柱为例,在临界雷诺数区其阻力系数下降(常被称作阻力危机)、出现平均升力系数、规则旋涡脱落消失等特点.类似的现象也发生在准椭圆形和椭圆形断面.对于临界雷诺数区的光滑断面的柱体气动力及振动特性的研究是解决该问题的关键.本文通过刚性模型测压以及弹性悬挂模型同步测振测压试验，对椭圆形断面临界雷诺数下的气动力和振动进行研究。重点通过对比临界区振动与气动力的耦合效应、对比静态和动态气动力，分析临界雷诺数区振动的发生机理，为类似振动的预测提供建议。

摘要： 以往的研究认为,斜拉桥拉索发生风雨激振的雷诺数(Re数)处在亚临界区.但随着斜拉桥跨度的增大,拉索直径有增大的趋势,拉索发生风雨激振时的Re数很可能进入临界区(临界区雷诺数处在2.0×105 ～5×105之间).在风洞中对拉索节段模型进行风洞试验是研究拉索风雨激振的振动特性和发生机理的主要手段之一.本文在临界Re数下，对带上人工水线的三维拉索节段模型进行了同步测压风洞试验。系统测量上水线在不同位置时三维拉索节段表面风压，研究风向角对带人工水线拉索气动性能的影响，对临界Re数下拉索的气动稳定性进行了分析，研究结果：拉索表面的平均风压分布对上水线位置非常敏感，不同位置的上水线会改变拉索表面的流体分离和分离流的再附，从而导致拉索表面平均风压分布随着上水线位置的改变而变化剧烈；与亚临界区相比，临界雷诺数下的气动力系数随水线位置变化的曲线形态有显著差异，基于准定常假定，在临界雷诺数下，拉索仍有发生风雨激振的可能性，但发生的可能性较亚临界区降低了；风向角是影响拉索气动性能的又一重要因素，风向角会改变拉索表面风压、气动失稳可能性和失稳区域。

摘要： 浮环密封是依靠径向间隙起节流作用的非接触式密封。实际运转中，由于自重和流体动压效应，浮环与轴之间形成非同心环隙的节流间隙。rn 本文采用GAMBIT软件划分网格，导入FLUENT软件中对浮环节流间隙流动进行三维数值模拟。研究发现，影响周向临界雷诺数的因素有轴径、轴向雷诺数、间隙高度和偏心率。对模拟出的数据进行拟合处理，得到新的偏心环隙下的周向临界雷诺数计算公式。与传统上用来判断同心环隙中泰勒涡出现的周向临界雷诺数相比，该公式计算的数值要小得多，表明流体的非轴对称流动更容易变为湍流。

摘要： 设计并加工水平放置的环隙型流动通道,环隙尺寸分别为0.5mm,1.0mm,1.5mm,2.0mm,2.5mm;以水为工作介质,研究了常温条件下,水在水平环隙型微通道内的流动特性.参照经典的管道流动雷诺试验,采用高速摄像机观察并记录了水中黑色示踪剂呈现的流线变化情况,进而得到水的流动状态信息.通过实验观察和理论计算发现,环隙微通道内水的流动状态从层流转变为湍流的临界雷诺数小于普通圆管内流体从层流转变为湍流的临界雷诺数值.同时研究结果表明,环隙大小对微通道内的水流状态的转换有着重要影响,随着环隙的减小,流体从层流转变为湍流的临界雷诺数值越小,过渡区的范围也逐渐减小,直至不能被明显的观察到.

摘要： 一般而言,有限高圆柱尾流的特性比二维圆柱尾流复杂,其圆柱的三维性会扭曲原本的二维流场的结构.除此之外,在层、紊流转换的临界雷诺数区段存在着不稳定性,使流场特性随时间呈剧烈变化,因此探讨其动量和能量传递的方式愈显重要.本研究将量测到的瞬时速度值转换为雷诺应力和相关的统计值,例如偏度(skewness)和平坦度(flatness),从这些统计值来判断尾流流场的紊流扰动的时间平均特性,其次将得到的瞬时讯号进行频谱分析了解紊流能量的频谱分布,及利用希尔伯特-黄转换法将讯号拆解成数个模态,并以此分析瞬时流场的紊流特征.

摘要： 本文对不同的温度和雷诺数下阳性离子表面活性剂十六烷基三甲基氯化铵(CTAC)在循环回路系统中的传热特性进行了实验研究.结果表明:在水中加入表面活性剂后溶液的传热特性有明显的降低,在不同的温度工况下溶液均存在一个临界雷诺数,会随着溶液温度的改变而发生变化.且发现在不同的实验浓度条件下溶液均存在一个临界温度,表现出温度效应,即溶液的临界雷诺数在临界温度之下时,会随着温度的升高而增加,但是一旦超过临界温度,传热特性临界雷诺数会急剧的下降.本文从温度因素和雷诺数综合影响的角度来解释这种温度效应.结合相关实验数据,通过分析该表面活性剂溶液阻力减小和传热性能降低之间的关系,提出了通过对溶液温度的控制来改变减阻溶液的传热特性的方法.

摘要： 在自制试验台上研究了水煤浆流经小曲率半径90。水平弯管的局部阻力特性，分析了不同的曲率半径Rc对弯管的局部压力损失、压力损失系数以及摩擦阻力损失之比的影响。结果表明：随着雷诺数Re的增加，弯管的局部压力损失增大，而压力损失系数先降低后增加。考虑到曲率半径较小，弯管的局部压力损失由不规则流动损失与弯管轴线加长所产生的沿程阻力决定。弯管曲率半径越大，临界雷诺数就越大。弯管摩擦阻力损失之比随着Dean数的增加先降后升。Rc/R为4.0的弯管的局部压力损失、压力损失系数以及摩擦阻力损失之比均最小。

摘要： 本文实验研究了去离子水在五种不同尺寸和不同截面形状微通道内的流动特性，雷诺数范围Re=100-10000,截面形状分别为矩形、半圆形及三角形。实验测量了沿程压降及进、出口局部压降随流量变化关系，获得了摩擦因子及局部损失系数。实验结果表明：通道尺寸及截面形状均对流动阻力特性产生较大影响；当量直径小于0.5mm时，摩擦因子要远比常规尺度下的小；微通道的进、出口局部损失系数变化趋势一致，但反映在数值上入口局部损失系数要比出口的大；微通道内流型发生转变的临界雷诺数Rec≈715-1050。

摘要： 本文以某大型散货船和某中型豪华游船为研究对象,分析船模快速性试验过程中测试数据重复性差的原因,发现由于模型尺度的限制,其周围流动处于层流与紊流的临界状态,引起船模阻力试验、自航试验以及敞水试验等快速性试验测试结果的不稳定.根据上述原因,本文提出改善船模快速性试验稳定性的措施和建议.

摘要： 本文以某大型散货船和某中型豪华游船为研究对象,分析船模快速性试验过程中测试数据重复性差的原因,发现由于模型尺度的限制,其周围流动处于层流与紊流的临界状态,引起船模阻力试验、自航试验以及敞水试验等快速性试验测试结果的不稳定.根据上述原因,本文提出改善船模快速性试验稳定性的措施和建议.

摘要： 本发明公开了一种用于降低湍流雷诺数的扰流元件及扰流管，所述扰流元件包括至少两条平行设置的支撑杆及多块肋板；所述肋板固定于两个相邻的支撑杆之间，且与所述支撑杆保持一定的角度，各个肋板沿支撑杆的长度方向分散设置；所述支撑杆按照一定的螺旋率Y旋转成多周期的螺旋状，固定于所述支撑杆上的肋板随之旋转成弧形状。本发明通过倾斜肋板的诱导，在流体内产生高强度的纵向涡流，由于涡流旋转方向平行于管轴，提高了管内近壁区与核心流动区的混合程度，破坏了边界层的发展，提高了管壁的热流密度，进而有利于提升传热速率。本发明通过对流体的强化传热，可以降低管内流体的临界湍流雷诺数，进而显著提高管内流体在低雷诺数时的综合传热性能。

摘要： 本发明公开了一种多模式变雷诺数叶栅风洞，包括风洞主体；气源系统，向所述风洞主体提供实验用气；进气调节系统，连接于所述气源系统和所述风洞主体之间以调节所述风洞主体的进气压力；实验舱，其内部设有连接所述风洞主体且供叶栅安装测试的试验段；抽吸系统，分别连接所述实验舱和所述试验段；排气系统，包括连接所述实验舱的排气管道、设于所述排气管道的开式排气口的开式排气切换阀和设于所述排气管道的闭式换气口的闭式换气切换阀，所述开式排气口连接大气，所述闭式换气口连接所述气源系统。上述多模式变雷诺数叶栅风洞能够分别进行开式和闭式模式运行的切换，满足压气机叶栅和涡轮叶栅变雷诺数测量的需求。

摘要： 本发明提供一种高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验系统模拟方法及应用，所述方法包括整理得到航空发动机进气系统性能设计点和极限边界等输入条件，分析得到高空低雷诺数工作环境下排气系统的设计点和极限边界；根据引射器设计原理获得引射器主动流和被动流的喷射系数；通过数值模拟得到排气系统的初步设计参数；根据限制条件对初步设计参数进行反复优化，最终确定排气轮廓；由于进气系统，以及引射器主动流和被动流所需的压力和流量范围均不同，需要基于JISB3372‑1982压缩空气用减压阀设计标准选择减压阀，最后确定减压阀的开度和该工况下的最长试验时间。本发明提供的涡轮试验系统模拟方法，可以实现对试验系统的快速设计定型，使得试验流程更加简便精确。

摘要： 本发明公开一种柔性蒙皮机翼低雷诺数流固耦合分析方法，包括基于γ‑Reθ湍流模型的流体力学计算模块，基于M3D3三角形膜单元和N‑R迭代法的固体力学计算模块，以及基于几何重构法的流固耦合分析模块。达到的技术效果为：能够对低雷诺数条件下的柔性蒙皮机翼气动力进行高精度计算；能够对低雷诺数流动特有的层流分离、转捩、再附位置进行较高精度预测；能够对四边固支的预张拉蒙皮薄膜变形量进行高精度分析；能够实现流体计算模块与固体计算模块信息的自动交换；采用几何重构法实现计算迭代，以此代替动网格构建过程；该分析方法可广泛应用于1×105～5×105雷诺数范围内的柔性蒙皮机翼流固耦合分析，且对升阻系数、变形量的预测误差不高于5％。

摘要： 本发明公开了一种管道流体雷诺数的超声感测方法和装置。定义特征参数mmin，其为仪器对穿过流场后的超声脉冲连续采样，输出常量平均信号时所需的最少采样次数；所述雷诺数的超声感测方法，使用所述特征参数mmin表征流速脉动强度，对于特定形状的试验管道的单相流，基于实验测量构建雷诺数Re和所述mmin的拟合函数所述函数适用于和试验管道几何相似管道的单相流；所述装置，取得的新技术效果，主要在于通过测量特征参数mmin，代入所述函数便可输出被测流场的雷诺数Re；同时，根据流体雷诺数的定义，所述装置也具备管道流量计量功能。

摘要： 本申请提供一种考虑雷诺数效应的燃气涡轮性能试验结果修正方法及装置，该方法包括：获取第一工况下燃气涡轮的第一涡轮效率和第一雷诺数，以及第二工况下的第二雷诺数；根据所述第一雷诺数、所述第一涡轮效率、所述第二雷诺数以及目标表达式，确定所述燃气涡轮在所述第二工况下的第二涡轮效率。采用本申请提供的考虑雷诺数效应的燃气涡轮性能试验结果修正方法，可以大幅提高基于试验数据对燃气涡轮实际工况下的涡轮效率的预测准确率。

摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种飞机雷诺数对涡扇发动机气动稳定性影响评估方法。该方法主要包括：步骤S1、针对涡扇发动机架构组成，确定雷诺数影响性能的部件及部件工作参数；步骤S2、针对雷诺数影响的部件，开展雷诺数特征尺寸参数计算；步骤S3、对涡扇发动机旋转部件进行修正，确定经雷诺数修正后的部件特性；步骤S4、将所述部件特性代入整机性能计算模型中，分别在无雷诺数修正和雷诺数修正条件下计算发动机气动参数；步骤S5、确定雷诺数对涡扇发动机气动稳定性影响量值。本申请能够准确获得雷诺数对涡扇发动机整机气动稳定性影响关系，避免发动机出现因为雷诺数影响导致发动机可用裕度不足的情况。

摘要： 本发明公开了一种适用于火星环境的低雷诺数飞行器旋翼的表面结构及设计方法，属于航空航天飞行器技术领域，本发明在翼型前缘部分，基于初始低雷诺数翼型，通过改变控制点，从而设计出锯齿形的褶皱表面。本发明能够在低雷诺数下，增加湍流度，形成湍流边界层，实现低雷诺数下层流分离控制减阻，并且减小激波阻力，提高旋翼飞行器的升阻比，从而提高其气动效率，在火星无人机上的优势尤其明显。锯齿形的褶皱表面能够固定分离点，良好地控制层流分离泡，升力系数随雷诺数下降产生的变化小于光滑表面，并且改善失速特性，性能更加优越。

摘要： 本发明涉及一种临界雷诺数测量组件，包括主进水管、第一分水管、第二分水管、渐变管和测量件，所述第一分水管和第二分水管分别设于所述主进水管的两端；渐变管的两端分别与第一分水管和第二分水管连通；第一分水管上设有位于渐变管上方和下方的第一阀门和第二阀门，第二分水管上设有位于渐变管上方和下方的第三阀门和第四阀门；测量件包括测量尺和在所述测量尺滑动连接的准尺，准尺移动以指明渐变管内流体状态变化分界位置；还涉及一种采用上述测量组件的测量系统，还包括供水组件和回水组件；还涉及一种采用上述测量系统的临界雷诺数测量方法，包括供水和临界雷诺数测量的步骤；渐变管内不同的流动状态同时存在，雷诺数连续变化，测量精确度高。

摘要： 本实用新型涉及一种临界雷诺数测量组件，包括主进水管、第一分水管、第二分水管、渐变管和测量件，所述第一分水管和第二分水管分别设于所述主进水管的两端；渐变管的两端分别与第一分水管和第二分水管连通；第一分水管上设有位于渐变管上方和下方的第一阀门和第二阀门，第二分水管上设有位于渐变管上方和下方的第三阀门和第四阀门；测量件包括测量尺和在所述测量尺滑动连接的准尺，准尺移动以指明渐变管内流体状态变化分界位置；还涉及一种采用上述测量组件的测量系统，还包括供水组件和回水组件；渐变管内不同的流动状态同时存在，雷诺数连续变化，测量精确度高。