分离流

摘要： 等离子体流动控制技术是一种以等离子体气动激励为控制手段的主动流动控制技术.为了进一步提高等离子体激励器可控机翼尺度,以超临界机翼SC(2)-0714大迎角分离流为研究对象,以对称布局介质阻挡放电等离子体为控制方式,以测力、粒子图像测速仪为研究手段,从等离子体激励器特性研究出发,深入开展了机翼尺度效应对等离子体控制的影响研究,提出了适用于分离流控制的能效比系数,探索了分离流等离子体控制机理,掌握了机翼尺度对分离流控制的影响规律.结果表明:(1)随着机翼尺度的增大,布置到机翼上的激励器电极长度会相应增加;在本文的参数研究范围内,激励器的平均消耗功率不会随电极长度的增加而线性增大;当电极长度达到一定阈值时,激励器的平均消耗功率趋于定值;(2)在固定雷诺数的情况下,随着机翼尺度的增大,等离子体的控制效果并未降低,激励器能效比系数提高;(3)等离子体在主流区诱导的大尺度展向涡与在壁面附近产生的一系列拟序结构成为分离流控制的关键.研究结果为实现真实飞机的等离子体分离流控制,推动等离子体流动控制技术工程化应用提供了技术支撑.

摘要： 采用k-ωSST湍流模型对两级跨声速压气机全环非定常流场进行数值模拟,研究进口导叶1片叶片异常偏开20°对压气机气动特性和下游转子叶片气流激励的影响。结果表明:进口导叶1片叶片异常偏开20°导致压气机气动特性线向左发生一定偏移,最大效率降低0.3%,堵塞流量降低0.1%;流场恶化使得下游转子叶片气动载荷急剧增大,分离流传播过程中产生的高振幅宽频气流激励频率增加了下游转子叶片共振风险。工程实际中应避免压气机导叶角度异常偏开。

摘要： 分离流、旋涡和流动控制一直是流体力学研究的前沿方向。在我国前一辈著名流体力学家陆士嘉先生、庄逢甘院士的积极倡导和组织下,1983年在四川峨眉山召开了首届全国分离流和涡运动会议。1991年,"分离流和涡运动会议"与"非定常效应和涡控制"会议合并召开,1999年在天津召开的第八届会议将名称确定为"全国分离流、旋涡和流动控制会议"。

摘要： To investigate compressible turbulent separated flowfields over aircraft and missile surfaces, a modi-fied shear stress transport (SST) k-ωturbulence model was proposed.Turbulent separated flows were simulated by employing original and the improved SST k-ωmodel over an axisymmetric slender body at angle-of-attack 14°, Mach number of 2.5 and 0.7 respectively.Comparisons of distribution of limiting streamlines, the location and strength of separated vortex and pressure distribution on the wall with experimental results show that the ratio of Reynolds shearing stress and turbulent kinetic energy should be changed from 0.31 to 10/29 for simulating com-pressible turbulent separated flowfields over slender body.Calculation results of the location and strength of separa-ted vortex and pressure distribution on the wall using the modified SST k-ωmodel are closer to the experiments than the original SST k-ωmodel.%为研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对剪切应力输运(SST) k-ω湍流模型进行了改进.数值模拟了马赫数2.5和0.7、攻角14°下细长旋成体的湍流分离流场,给出了原SST k-ω模型和改进的SST k-ω湍流模型的细长体背风面极限流线、分离涡的强度和位置、物面压力分布的计算结果,并与实验结果进行了对比.结果表明,对计算细长体可压缩分离流动的绕流特性,SST k-ω模型引入的Bradshaw数(雷诺切应力与湍动能之比)应由0.31修正为10/29,修正后的SST k-ω模型与原SST k-ω模型相比,所计算的分离涡的强度和位置、物面压强分布与实验结果更接近.

摘要： 采用斜出口合成射流对低雷诺数自由翼进行分离流主动流动控制,通过可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术的同步测量,探究了合成射流对自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突跃的物理机制.实验结果表明;在低雷诺数来流条件下(Re=1.24×105),自由翼的最大平衡迎角仅为5°;合成射流控制下,最大平衡迎角增至16.8°.无控制状态下,当自由翼平衡迎角达到5°时,上翼面流动分离,处于分离区内的操纵舵面舵效降低.斜出口合成射流激励器在边界层内的能量注入,使自由翼上翼面分离流再附,提高了操纵舵效,促使自由翼迎角突跃,在较大的迎角下保持稳定.在斜出口合成射流激励器的作用下,自由翼可以配平在大迎角飞行状态,对于实现短距起降具有重要的意义.%Active flow control on a free-wing at low Reynolds number has been investigated experimentally by using beveled-slit-synthetic-jet(BSSJ). Synchronous measurement of visual pressure transducer system and PIV(Particle Image Velocimetry) has been used to investigate the mechanism of free-wing during the transients of AOA(angle of attack) following the onset of BSSJ. Results reveal that the maximal balanced AOA is only 5° in low Reynolds number(Re=1.24×105), whereas it is 16.8° with BSSJ control. Due to the influence of flow separation at upper surface at balanced AOA up to 5°, the efficiency of control surface of free-wing is reduced remarkably. Energy injection in the boundary layer prompts the attachment of separation flow at upper surface and improves the efficiency of control surface. Upward force moment leads free-wing to increase the AOA and reaches to a new balanced AOA. Trimming at high balanced AOA has an important significance, with the control of BSSJ, upon SLOT(Short Take Off and Landing).

摘要： 基于TRIP3.0软件平台和多块结构网格技术,开展了控制方程和网格拓扑等因素对DLR-F6构型数值模拟的影响研究.数值计算采用与试验相同的参数,采用了RANS/TLNS方程,生成了O型和H型2种拓扑的粗、中、细网格进行模拟.分别从气动特性、压力系数分布曲线和表面流态3个方面对结果进行分析.通过与试验数据的对比表明,在模拟小分离流动时,采用H型拓扑网格和RANS方程模型,获得的计算结果会更为准确.

摘要： Based on computational fluid dynamics (CFD) method,this paper simulated the aerodynamic characteristics of NREL Phase VI wind turbine.Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) turbulence models are used in the simulations,and extensive comparisons with experimental data are performed.By the comparison for power,thrust and sectional force coefficients of NREL Phase Ⅵ wind turbine between CFD and NREL,the results at constant pitch and variable wind speed show that the CFD predictions match the experimental data consistently well at low wind speed.At high wind speed,there is a little difference due to the effects of flow separation.The simulation results reveal the unsteady aerodynamic characteristics of wind turbine blade with three-dimensional rotational effect.%文章基于CFD方法对NREL Phase VI风机的气动特性进行了数值模拟.根据NREL定桨变速的实验工况,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS),基于k-ω SST湍流模型分析了不同风速工况下的风机叶片流场特性,得到了气流沿叶片展向的流动分布.通过与NREL NASA-Ames风洞实验数据的对比,在低风速时采用CFD仿真的计算结果与实验结果更为吻合;在失速区域,由于气流分离的影响,CFD仿真的计算结果与实验结果对比差异较明显.CFD仿真大体上能够较好地预测实验风机的性能,分析动态失速现象发生的原因,揭示叶片在三维旋转效应下的非定常气动特性.

摘要： 将纳秒脉冲驱动的介质阻挡放电等离子体激励器应用到NASA SC(2)-0712翼型上,在迎角分别为15°和20°时,开展了在不同雷诺数下的分离流动控制研究.通过模型表面静压测量,得到了不同激励频率下的分离流动控制效果.对翼型表面压力进行分布积分,得到了在不同雷诺数和激励频率下的升力系数,表明分离流的控制效果有一个较宽的激励频率范围,只要激励频率落在相应的频带范围内,均能实现有效的分离抑制.流动显示结果表明,分离流的控制在瞬时表现为放电后可形成大尺度旋涡拟序结构.旋涡的周期性产生、运动和演化造成了分离剪切流动的动态变化过程,从而促进了高/低速气流的动态掺混.

摘要： 后台阶流动包含分离流重要的流动特性,采取欧拉-拉格朗日耦合算法对后台阶分离流动中颗粒扩散运动进行数值研究.气相场采取大涡模拟方法,亚格子模式基于标准的Smagorinsky模式,颗粒相运动采取轨道法模拟.计算所得气相的流向平均速度和平均脉动速度与实验结果吻合较好,验证了模型和方法的正确性.基于此,数值分析后台阶两相流动的特性以及流场涡结构的发展和演化过程.结果表明:两相流中颗粒的扩散特性既受到颗粒粒径的影响,又与颗粒和涡结构的相互作用时间有关.后台阶流场中增加结构物时,流场涡结构发生变化,即与扰动源保持一定距离后,涡数量增多,流场中颗粒分布不均匀,较多颗粒聚集在涡的外缘.

摘要： 采用斜出口合成射流对低雷诺数自由翼进行分离流主动流动控制,通过可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术的同步测量,探究了合成射流对自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突跃的物理机制.实验结果表明:在低雷诺数来流条件下(Re=1.24×105),自由翼的最大平衡迎角仅为5°;合成射流控制下,最大平衡迎角可达16.8°.无控制状态下,当自由翼平衡迎角达到5°时,上翼面流动分离,处于分离区内的操纵舵面舵效降低.斜出口合成射流激励器在边界层内的横向动量运输特性,促使自由翼上翼面分离流再附,提高操纵舵效,增加最大平衡迎角.在斜出口合成射流激励器的作用下,自由翼可以配平在大迎角飞行状态,对于实现短距起降具有重要的意义.

摘要： 风力机翼型和叶片气动力数值模拟的准确程度至今不令人完全满意。本文对S809翼型和PHASE VI叶片的气动力数值模拟表明：在附着流动阶段，不考虑转捩的全湍流模拟会导致翼型升力系数约10％的误差和阻力系数约100％的误差;在分离流动阶段，三维数值模拟得到的叶片剖面气动力误差与二维数值模拟得到的翼型气动力误差存在显著的关联。因此，本文认为忽视转捩和分离流模拟不准确是导致风力机气动力数值模拟误差的主要因素，且叶片三维旋转流场的数值模拟误差在二维翼型模拟中已有相当体现。

摘要： 通过联立求解非定常Ns方程和翼型振动方程，在时间域内模拟了大厚度翼型的动态响应过程，为了较好地模拟分离流动，在求解雷诺平均Navier-Stokes方程过程中结合了基于k-ω方法的SST湍流模型，论文重点研究了32％厚度翼型在大迎角条件下不同初始扰动的动态响应历程。研究结果表明，在所给的百万雷诺数条件下，大厚度翼型的动态响应过程与初始扰动会密切相关，而引起这一特性的是流场分离涡平衡态转化造成的。

摘要： 基于SST两方程湍流模型，求解了霄诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力，耦合翼型弹性振动方程，在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程，重点研究了28％厚度翼型在大迎角条件下分离涡流场和气动弹性的分叉现象。研究发现，在百万雷诺数条件下，大厚度翼型在一定大迎角范围内，会出现气动弹性振动过程的分义现象，跟踪流场的变化过程发现，引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。

摘要： 基于SST两方程湍流模型，求解了霄诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力，耦合翼型弹性振动方程，在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程，重点研究了28％厚度翼型在大迎角条件下分离涡流场和气动弹性的分叉现象。研究发现，在百万雷诺数条件下，大厚度翼型在一定大迎角范围内，会出现气动弹性振动过程的分义现象，跟踪流场的变化过程发现，引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。

摘要： 基于SST两方程湍流模型，求解了霄诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力，耦合翼型弹性振动方程，在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程，重点研究了28％厚度翼型在大迎角条件下分离涡流场和气动弹性的分叉现象。研究发现，在百万雷诺数条件下，大厚度翼型在一定大迎角范围内，会出现气动弹性振动过程的分义现象，跟踪流场的变化过程发现，引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。

摘要： 基于SST两方程湍流模型，求解了霄诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力，耦合翼型弹性振动方程，在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程，重点研究了28％厚度翼型在大迎角条件下分离涡流场和气动弹性的分叉现象。研究发现，在百万雷诺数条件下，大厚度翼型在一定大迎角范围内，会出现气动弹性振动过程的分义现象，跟踪流场的变化过程发现，引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。

摘要： 本文使用压电材料控制器通过主动控制的办法对NACA0020翼型在风洞中受到的阻力进行控制。实验发现在翼型攻角为10度的条件下,在低雷诺数情况下达到了减少阻力的目的。另外本文对机翼表面压强信息做了分析,并进行了流场显示实验。闭环控制结果将在会议上给出。

摘要： 本文使用压电材料控制器通过主动控制的办法对NACA0020翼型在风洞中受到的阻力进行控制。实验发现在翼型攻角为10度的条件下,在低雷诺数情况下达到了减少阻力的目的。另外本文对机翼表面压强信息做了分析,并进行了流场显示实验。闭环控制结果将在会议上给出。

摘要： 本文使用压电材料控制器通过主动控制的办法对NACA0020翼型在风洞中受到的阻力进行控制。实验发现在翼型攻角为10度的条件下,在低雷诺数情况下达到了减少阻力的目的。另外本文对机翼表面压强信息做了分析,并进行了流场显示实验。闭环控制结果将在会议上给出。

摘要： 本发明涉及危化品事故应急处置技术领域，公开了一种旋流分离装置、危化品旋流分离系统及旋流分离方法。所述旋流分离装置包括壳体(16)和设置在所述壳体(16)内的螺旋器，所述壳体(16)顶部设有溢流口(18)，所述壳体(16)底部设有出口(19)，所述螺旋器包括竖直设置的筒体(20)以及用于驱动所述筒体(20)旋转的驱动单元，所述筒体(20)设置为从所述溢流口(18)朝向所述出口(19)延伸，所述筒体(20)上设有通孔(21)。本发明的旋流分离装置使得旋流分离过程中的内旋流完全在螺旋器内部完成，并通过螺旋器的筒体上的通孔完成物质交换，从而有效提高了分离效率和纯度。

摘要： 本发明涉及一种用于从气体流中、尤其从烟气流中分离二氧化碳的方法，其中：使气体流在分离设备(1，51)的吸收器(3)中与清洗介质接触以分离包含在气体流中的二氧化碳；将被加载的清洗介质输送给分离设备(1，51)的解吸器(9，57)以释放二氧化碳；从解吸器(9，57)中取出蒸汽流并且输送给冷却设备(15，63)以形成冷凝物，并且其中将在冷却设备(15，63)中形成的冷凝物至少部分地输送给清洁设备(25，73)，在所述清洁设备中借助于逆向渗透器和/或借助于离子交换器去除包含在冷凝物中的降解产物。此外，本发明涉及一种分离设备(1，51)，借助于所述分离设备可执行相应的方法。

摘要： 一种旋流吸附过滤浓缩分离工艺及装置，属固液分离技术领域。低浓度含固液体切向进入分离器，进水的动能使分离器内含固液体绕中心旋转，并冲刷分离器内安装的吸附过滤分离管表面，使之不易形成过厚的滤饼层，含固液体中的清液被吸附过滤分离管包覆的微孔高吸水材料吸入管中排出，含固液体和分离液的流动方向相错，形成错流分离，含固液体得以浓缩，沉降至分离器锥底的高浓度底泥经排泥阀排出。使用本发明工艺及装置，清液过滤效果好，排泥含固量比传统浓缩池污泥高1～3倍；处理量可达100～300m3/m3·d；本装置同时替代沉淀池、浓缩池、过滤器，并使分离过程处于密闭状态；可以做到分离过程无机电动力；絮(混)凝剂使用量可大幅度降低甚至为零。

摘要： 本发明涉及一种能使分离机内旋转旋流运动有效合成的方法及其旋转旋流分离机。方法的要点是：在转鼓腔的进料端上设有不随转鼓转动的固定旋流生成段，及设置在固定旋流生成段中不随转鼓转动的加速器，使流体在固定旋流生成段中形成旋流；再利用转鼓的旋转使旋流流体旋转，使流体的旋转旋流运动得以合成。分离机的要点是：进料管和液相出料管都固定在机座上，在转鼓腔的进料端上设有与进料管固定连接的管筒，加速器固定在管筒腔中。不仅运动合成合理，能使流体充分实现旋转旋流运动，内耗小，节能省电；还能保证高分离能力和高生产能力，可避免固相在排出口之间的堆积，可有效地控制排渣的含湿量。是一种极为理想的方法及一种理想的更新换代产品。

摘要： 本发明涉及危化品事故应急处置技术领域，公开了一种旋流分离装置、危化品旋流分离系统及旋流分离方法。所述旋流分离装置包括壳体(16)和设置在所述壳体(16)内的螺旋器，所述壳体(16)顶部设有溢流口(18)，所述壳体(16)底部设有出口(19)，所述螺旋器包括竖直设置的筒体(20)以及用于驱动所述筒体(20)旋转的驱动单元，所述筒体(20)设置为从所述溢流口(18)朝向所述出口(19)延伸，所述筒体(20)上设有通孔(21)。本发明的旋流分离装置使得旋流分离过程中的内旋流完全在螺旋器内部完成，并通过螺旋器的筒体上的通孔完成物质交换，从而有效提高了分离效率和纯度。

摘要： 本发明公开了一种两相流或多相流分离的多层复合T形管分离器，包括一个用于混合物流入的流入口、两个用于将分离后的流体流出的流出口和至少两个复合T形管层，复合T形管层包括两个主管和垂直连通在两个主管之间的至少两个中间连接管，相邻的复合T形管层之间共用一个主管。一种采用上述分离器的分离方法，利用两个流出口处的自动控制阀门，分别以液位、压力或两相相体积分率为反馈控制信号，控制两个流出口的流体分配比例，使两相流达到完全分离或接近完全分离。本发明结构简单、体积小、成本低、两相完全按理想分离模型分离，同时管式的设备结构，其更换、维护也更方便。

摘要： 本发明涉及一种用于从气体流中、尤其从烟气流中分离二氧化碳的方法，其中：使气体流在分离设备(1，51)的吸收器(3)中与清洗介质接触以分离包含在气体流中的二氧化碳；将被加载的清洗介质输送给分离设备(1，51)的解吸器(9，57)以释放二氧化碳；从解吸器(9，57)中取出蒸汽流并且输送给冷却设备(15，63)以形成冷凝物，并且其中将在冷却设备(15，63)中形成的冷凝物至少部分地输送给清洁设备(25，73)，在所述清洁设备中借助于逆向渗透器和/或借助于离子交换器去除包含在冷凝物中的降解产物。此外，本发明涉及一种分离设备(1，51)，借助于所述分离设备可执行相应的方法。

摘要： 一种旋流吸附过滤浓缩分离工艺及装置，属固液分离技术领域。低浓度含固液体切向进入分离器，进水的动能使分离器内含固液体绕中心旋转，并冲刷分离器内安装的吸附过滤分离管表面，使之不易形成过厚的滤饼层，含固液体中的清液被吸附过滤分离管包覆的微孔高吸水材料吸入管中排出，含固液体和分离液的流动方向相错，形成错流分离，含固液体得以浓缩，沉降至分离器锥底的高浓度底泥经排泥阀排出。使用本发明工艺及装置，清液过滤效果好，排泥含固量比传统浓缩池污泥高1～3倍；处理量可达100～300m3/m3·d；本装置同时替代沉淀池、浓缩池、过滤器，并使分离过程处于密闭状态；可以做到分离过程无机电动力；絮(混)凝剂使用量可大幅度降低甚至为零。

摘要： 本发明涉及一种能使分离机内旋转旋流运动有效合成的方法及其旋转旋流分离机。其方法的要点是：在转鼓腔的进料端上设有不随转鼓转动的固定旋流生成段，及设置在固定旋流生成段中不随转鼓转动的加速器。旋转旋流分离机的要点是：进料管和液相出料管都固定在机座上，在转鼓腔的进料端上设有与进料管固定连接的管筒，加速器固定在管筒腔中。不仅运动合成合理，能使流体充分实现旋转旋流运动，内耗小，节能省电；还能保证高分离能力和高生产能力，可避免固相在排出口之间的堆积，可有效地控制排渣的含湿量。是一种极为理想的方法及一种极为理想的更新换代产品。

摘要： 本实用新型公开了一种微流控旋液分离器及微流控旋液分离器组，其中，微流控旋液分离器包括本体，形成于本体内的涡流发生器、设置于本体表面的混合液入口、溶液出口及废液出口，混合液入口通过一微通道连接于涡流发生器一端部入口处，溶液出口和废液出口分设于涡流发生器相对两端的本体表面，且分别与涡流发生器的两个端部相连通；将多个微流控旋液分离器串联组成微流控旋液分离器组，以达到降低纯化液体的颗粒物含量的效果。本实用新型采用微通道结构节约混合液用量，降低成本；物理分离方法不引入化学物质，使原溶液的化学性质不发生改变；微流体设计，使得分离器中的液体与周边环境隔离，适用于无菌、无尘等生产的要求。