低雷诺数

摘要： 针对低雷诺数下不规则颗粒的沉降阻力公式F_(阻)=12Aμu/d_(p)中,颗粒当量直径A不足以反映其三维形状对阻力所产生影响的问题,引入球形度系数k,得到改进阻力公式F_(阻)=12/k·A_(1)μu/d_(p).经过计算机模拟和实验验证,结果表明:改进公式在高粘度、小粒径的情况下具有良好的适用性,能够显著提高计算的准确度,且颗粒的球形度越高,计算结果相对偏差越小.改进公式丰富了低雷诺数下不规则颗粒沉降理论,对选厂尾矿沉降、浓密等作业的工艺计算具有重要的参考价值.

摘要： 为寻求一种具有良好稳定性和气动效率的翼型,进而提高潜艇指挥台围壳和尾翼的稳定性和气动性能,受到座头鲸和猫头鹰独特翼型结构的启发,首先设计两类锯齿状仿生翼型,通过数值求解非定常NavierStokes方程,揭示相同雷诺数条件和相同攻角下不同锯齿尺寸的仿生锯齿翼型的气动特性与流场特性,并与NACA0012翼型性能进行比较。研究结果表明,升阻比有所提高,流场品质有所提升,有利于气动效率的提高,为潜艇性能提升打下良好基础。

摘要： 为研究湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响,采用经过风洞试验验证的基于γ--R--e-θt转捩模型的RANS数值模拟方法,针对典型低雷诺数翼型E387,选取不同雷诺数/湍流度状态开展了对比分析。研究结果表明,湍流度对翼型气动特性的影响十分显著且规律较为复杂。高湍流度可以在一定状态下使升阻比大幅提升,显著改善低雷诺数翼型的气动性能。失速前小迎角时通常受低雷诺数流动特有的层流分离泡结构影响,大迎角失速后主要受后缘分离影响,气动规律的复杂性与这两种主导因素受湍流度影响后的演化与转换密切相关。低雷诺数/高湍流度和高雷诺数/低湍流度的升阻特性与流场结构具有相似性,利用有效雷诺数方法可以对该相似性作定量分析。

摘要： 柱体绕流问题是流体力学领域一个非常经典的问题。当流体流经柱体时,由于黏性的存在,会发生许多复杂的流动现象,如流动分离、涡旋周期性生成与脱落等,经常被作为标准验证算例。同时,柱体绕流广泛存在于实际工程中,并在一定工况下可能对工程产生巨大危害,因此对柱体绕流进行深入研究具有重要意义。研究中,拟将一种无网格类方法——半隐式移动粒子方法(moving particle semi-implicit method,简称MPS)引入到柱体绕流问题的数值研究中,并对不同雷诺数下二维方柱绕流问题进行数值模拟。首先,使用基于MPS方法自主开发的MLParticle-SJTU求解器,结合入口边界条件和出口边界条件,模拟了雷诺数Re分别为40、200和1000时均匀来流条件下的方柱绕流。随后,将模拟的绕流结果与文献中试验和数值计算结果进行了对比,结果吻合较好,并且在雷诺数为200和1000时,可以清晰地捕捉到方柱尾流中的卡门涡街现象,验证了MPS方法在柱体绕流问题模拟上的有效性和适用性。

摘要： 针对型面电解加工过程中的间隙温度分布难以预测和测量的问题,建立型面二维电解加工温度多物理场耦合仿真模型,分别基于SA、k-ε、k-ω、SST和低雷诺数k-ε等湍流模型求解加工间隙流场分布,耦合电场、流场和温度场求解间隙温度场分布,并将计算值与试验值进行对比。结果表明,求解近壁区流速时采用低雷诺数壁处理比采用壁函数处理的精度高,间隙温升能在较短时间内达到准稳态,基于SST、低雷诺数k-ε模型的间隙温度仿真值非常接近,其耦合气泡的温度多场耦合模型仿真值与试验值更为接近。

摘要： 未来先进飞行器飞行高度不断增大,对风洞试验模拟能力的要求不断提高,需要高超声速风洞具备更低真空的运行能力,常规多级引射系统已不能完全满足要求。为提高风洞试验高度模拟范围,中国航天空气动力技术研究院(CAAA)在新建Φ1.2 m高超声速风洞基础上设计专用真空排气支路,实现了风洞压力真空模式运行。风洞系统调试及校测结果表明:经能力提升改造后,风洞各分系统工作正常且均达到性能设计指标,实现了马赫数5~8、高度40 km以上的高空低雷诺数高超声速试验条件模拟能力,试验段均匀区流场指标满足GJB 4399-2002高超声速风洞气动力试验的相关要求,为高空条件下飞行器气动特性及复杂高超声速流动问题的研究提供了试验平台。

摘要： 刘亚楼乔力伟肖俊贤宋欣洋彭湘华安阳工学院飞行学院四川省公路规划勘察设计研究院有限公司摘要:以NASA SC(2)-0412超临界翼型为研究背景,采用流体仿真软件Fluent对不同攻角下该机翼截面的流固耦合流场进行二维数值模拟计算,对得出的模拟结果进行比较分析。研究表明,翼型在攻角为10°的情况下达到临界攻角,在攻角为9°时机翼尾部开始出现气体分离现象,11°时机翼阻力系数急剧增长,机翼尾部出现严重的气流逆流区后机翼进入失速状态;Fluent与Profili结果相吻合,应用中可以用Fluent对机翼进行失速角度模拟分析。

摘要： 提出一种新型扭曲三叶管纵流油冷却器强化传热方案,对其壳程的传热与压降特性与扭曲椭圆管油冷却器和传统折流板油冷却器进行了实验对比分析。结果显示,在相同油流量下,扭曲三叶管油冷却器壳程的传热系数、压降和传热系数比压降值(h/Δp)分别比传统折流板油冷却器高138.7%~90.5%、19.6%~37.8%和77.2%~130.4%;分别比扭曲椭圆油冷却器高257.8%~298.6%、140.5%~158.4%和40.1%~65.7%,表明扭曲三叶管油冷却器具有很好的强化传热效果。并对其强化传热机理进行了分析,在壳程雷诺数(Re)为80~550的范围内,拟合获得了扭曲三叶管和扭曲椭圆管两种纵流油冷却器壳程努塞尔数(Nu)和摩擦因子(f)关联式。

摘要： 基于雷诺平均纳维-斯托克斯(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程结合Realizablek-ε湍流模型,采用流体动力学方法对30P30N多段翼型的低雷诺数地面效应进行数值研究,仿真验证30P30N多段翼型在不同高度、不同迎角状态下的气动特性。计算结果表明:低雷诺数条件下,迎角为0时,30P30N多段翼型的最大升力由尾部襟翼提供;受地面效应影响,总体上,翼型离地高度越低,升力系数及升阻比越大,失速迎角越大;小迎角状态时,30P30N多段翼型的中部主翼下翼面发生气流分离,产生层流分离泡,且随着离地高度的增加而出现非典型“哑铃”形分离泡结构;增大迎角后,下翼面气流分离现象消失而上翼面开始出现气流分离。

摘要： 为了更加深入地了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在海平面时尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行马赫数增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11 000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。

摘要： 采用带预处理技术的Roe方法,结合γ-Reθ转捩模型求解可压缩N-S方程,对E387翼型低雷诺数流动展开数值模拟.数值方法获得的气动力系数与风洞试验结果吻合较好,表明本文的γ-Reθ转捩模型可以较准确计算出翼型低雷诺数下的气动特性.

摘要： 通过3D扫描,获得某型四旋翼无人机旋翼翼型数据.基于Fluent软件对该翼型流场进行数值模拟.计算了雷诺数为5.0×104,该翼型在0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°攻角下的流场.得到翼型升力、阻力曲线图及流场速度矢量图.改变翼型相对厚度、相对弯度,对新的翼型进行数值模拟,获得新翼型升力、阻力曲线图及流场速度矢量图.一方面通过数值模拟方法研究低雷诺数旋翼翼型绕流特征,另一方面,通过翼型改进前后的气动力数据对比,为低雷诺数翼型设计、改进提供参考.

摘要： 火星一直以来是人类行星研究的重点.利用火星表面大气和低重力环境,研制一种火星大气层内飞行的飞行器可以极大的扩展火星探测的范围和效率.针对这一问题,本文开展了火星大气层内旋翼飞行器的气动设计研究.由于火星大气非常稀薄,旋翼处于低雷诺数状态,本文对低雷诺数条件下的数值模拟方法进行了研究,并结合叶素动量理论开展了共轴双旋翼气动外形设计.为验证方案的可行性,采用CFD方法数值模拟了悬停状态下绕旋翼流场,获得了旋翼的气动特性,结果表明设计方案是可行的.

摘要： 由于湍流理论和数值模拟方法本身的局限,采用CFD来预测低雷诺数的流场本身存在一定的难度,同时各种计算模型的设置对于最后的计算精度也有很大的影响.本文中,笔者选用了标准k-ε、RNG k-ε、Realizable k-ε三种常用的湍流模型以及一阶迎风格式、二阶迎风格式、QUICK格式三种常用的差分格式对一个简化的典型流场进行模拟预测,对比分析不同的模拟设置变化对于流场计算结果的影响.

摘要： 本文以数值仿真方法研究了低雷诺数下圆柱绕流对应的卡门涡街的动力学特征,划分了线性区范围.以圆柱的沉浮和旋转位移扰动流场,得到扰动作用下的非定常流场响应,采用系统辨识方法,建立二维流动的非定常动力学模型.降阶模型的谐振信号输入下的时域响应与直接数值模拟结果吻合较好,验证了模型的正确性.运用特征分析方法分析得到各阶模态特征值随雷诺数变化的规律.分析结果表明,当特征根穿越虚轴到达右半平面时,系统出现不稳定,动力学模型特征分析的临界雷诺数和频率特征与数值仿真结果一致,为今后的不稳定流动细致分析和主动控制奠定了基础.

摘要： 采用带预处理技术的Roe方法求解非定常可压缩N-S方程,对低雷诺数下NACA4415翼型上表面振动流场展开数值模拟.研究表明翼型上表面采用适当的参数振动,升阻力特性显著提高,时均化分离泡尺寸减小,分离区范围缩小,流动结构显著改善.在此基础上,文章详细探讨了翼型上表面振动频率对气动特性和流动结构的影响规律,激振频率在有效频率区间内可显著改善层流分离流动结构,提高升力系数与升阻比,初步分析表明翼型表面振动频率对低Re数下翼型气动特性和流动结构具有重要影响.

摘要： 通过水槽氢气泡流动显示和PIV测速研究了圆柱尾迹作用下NACA0012在Reynolds数Rec=6500和迎角α=8°时的绕流特性,重点关注圆柱尾迹对翼型升力面流动结构的影响及其物理机制.研究发现,圆柱尾迹能够有效地抑制翼型升力面上的流动分离,圆柱尾迹在升力面近壁区诱导生成一一对应的展向二次涡结构,边界层/剪切层对尾迹中不同频率扰动的感受性取决于圆柱的高度:圆柱高度较低时,高频扰动能够进入边界层影响其流动;圆柱高度较高时,仅有基频扰动能够进入边界层/剪切层.

摘要： 本文研究了雷诺数Re=600～2600时,CaCO3析晶污垢在316L不锈钢光管内结垢特性及其对传热的影响,实验结果表明污垢热阻在粗糙度诱导期和污垢生长期的变化规律及粗糙度诱导期随流速先减小后增大.采用称量法获得CaCO3在不锈钢光管内的结垢质量,得出Re=600～2100时,污垢平均生长速率随雷诺数增加而增大。

摘要： 深入研究颗粒尾流动态对于理解颗粒引起的液相湍流调制具有重要意义.本文采用大涡模拟方法详细调查了微尺度颗粒尾流的发展情况,详细调查了雷诺数、颗粒形状对颗粒尾流的影响规律.计算结果表明雷诺数越大颗粒尾流越复杂;相同雷诺数下,表面形线曲率变化越大的颗粒,尾流越复杂,越易形成涡脱落和卡门涡街现象.

摘要： 本文采用多重直接力结合内嵌边界法,通过直接数值模拟,计算了不同雷诺数下,不同旋转系数的二维旋转圆柱在流体中受升力作用的影响.通过对升力系数与旋转系数的比例和变化规律的分析,得出当旋转参数取值在较小范围内时,升力系数的值与其成正比,当旋转系数大于某一定值时,升力系数与旋转系数的比值随雷诺数的增大而增大.同时对不同雷诺数、不同旋转系数下的流场和压力场进行了分析,讨论了圆柱旋转对流体流动的影响.

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： 本发明涉及一种兼顾低雷诺数工况气动性能的压气机二维叶型的优化方法，其特征在于：包括步骤一，分析原型多级轴流压气机在不同转速下的子午通流性能；步骤二，确定需要优化的关键二维叶型截面；步骤三，对步骤二中的关键二维叶型进行参数化拟合；步骤四，二维叶型气动性能分析，对参数化后的二维叶型进行气动性能分析，得到叶型在低雷诺数工况下的变攻角性能，以及在高雷诺数工况下的变攻角性能；步骤五，二维叶型造型参数寻优，根据步骤四中所得到的二维叶型在不同雷诺数下的变攻角性能参数，利用遗传算法循环迭代步骤三和步骤四，调整叶型的二维造型参数，直至得到降低损失并增大失速裕度的二维叶型设计，得到新的二维叶型。本发明实现了轴流压气机二维叶型在不同雷诺数和不同攻角下的性能优化，在提高压气机设计工况性能的同时提高压气机在低转速工况下的气动性能，在保证压气机正常起动、稳定工作的同时提高流动效率。

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： 本发明是一种低雷诺数流动大升力旋翼设计及寻优方法。本发明涉及低雷诺数流动大升力旋翼设计技术领域，本发明基于profili翼型数据库，选择二维翼型；基于选择的二维翼型，确定扭转角和弦长；根据确定的扭转角和弦长，确定桨叶流动雷诺数并选择展弦；建立仿真模型，选择合适的湍流模型方程，将脉动项和时均项联系起来以起到求解方程；采用五点法，不断增加网格数量进行网格验证；对模型进行修正，完成低雷诺数流动大升力旋翼的设计。本发明的非线性扭转设计在升力的提高方面有着最佳的表现，其无论是升力还是单位体积升力都是所有模型中的最高。

摘要： 本发明提出一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型，属于空气动力学技术领域。一种高亚音速低雷诺数流动的高升阻比翼型具有前缘尖薄、后缘粗钝的特殊外形特征，以翼型上下表面在前缘的连接点为坐标原点，翼型弦长所在直线为X轴建立直角坐标系，方向由翼型前缘指向翼型后缘，Y轴垂直于X轴，用c表示弦长：所述翼型最大相对厚度为5.37%c，最大相对厚度位置在79.01%c，最大相对弯度为4.13%c，最大相对弯度位置在44.11%c。解决现有技术中存在的缺乏一种在高亚音速低雷诺数条件下具有优异气动性能的新翼型的技术问题。本发明与传统翼型相反的类似前后缘倒置的外形，尖前缘有利于前缘吸力峰值显著上升，提供更多的升力。

摘要： 一种带有斜向沟槽的低雷诺数下机翼。其是在上表面尾缘附近设置多个“左倾”和“右倾”交替分布的斜向沟槽组；每个斜向沟槽组由多条沿弦向间隔距离平行设置的斜向沟槽组成，由此形成展向阵列；相邻斜向沟槽组之间间隔设置，因此多个斜向沟槽组的整体呈锯齿形。本发明通过在机翼上表面尾缘处设置斜向沟槽，一方面可以在斜向沟槽内形成稳定的二次涡，起到机械中“滚动轴承”的作用，达到减小粘性阻力的效果；另一方面，斜向沟槽起到涡流发生器的效果，在机翼上翼面附面层内形成二次流，增强主流高速流与附面层低速流的掺混，阻断低速流向主流的传播，使得抵抗逆压力梯度的能力更强，可抑制附面层的分离，有效地增大升阻比。

摘要： 一种低雷诺数叶片翼型及应用其的水平轴风力机，涉及一种叶片翼型及风力机。翼型由前缘、尾缘、压力面和吸力面组成，最大相对厚度为3.9％～6.0％,距前缘为弦长的10.3％，最大相对弯曲为6.34％～8.69％，距前缘为弦长的39.5％。为低风速地区的小型水平轴风力机提供一种叶片翼型，在低雷诺数的环境下具有较高的最大升阻比，使水平轴风力机具有较高的风能利用率。