不同湍流模型在列车外流场计算中的比较 被引量：17

1

作者 夏超 单希壮 +1 位作者 杨志刚 李启良 《同济大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1687-1693,共7页

通过对简化缩比的列车模型在无侧偏角工况下分别进行模型风洞试验和数值模拟,评估了5种常用湍流模型在列车外流场模拟中的计算精度.数值模拟与风洞试验结果的分析对比表明:Realizable(可实现)k-ε在阻力的计算上精度最高,误差最小为2.5%... 通过对简化缩比的列车模型在无侧偏角工况下分别进行模型风洞试验和数值模拟,评估了5种常用湍流模型在列车外流场模拟中的计算精度.数值模拟与风洞试验结果的分析对比表明:Realizable(可实现)k-ε在阻力的计算上精度最高,误差最小为2.5%;SST(剪切应力输运)k-w在升力的计算上更为精确,误差最小为0.5%.Standard(标准)k-w和SST k-w对准二维分离的捕捉与油流显示试验最接近,Realizable k-ε则对三维分离位置的预测更准确. 展开更多

关键词 湍流模型 风洞试验 列车外流场 数值模拟 油流显示

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串列叶栅流场特性的试验与数值模拟 被引量：7

2

作者 刘志刚 梁俊 +1 位作者 凌代军 马昌友 《热能动力工程》 CAS CSCD 北大核心 2013年第5期449-454,547-548,共6页

对某型串列叶栅以及独立后排叶栅进行了多工况下性能和油流显示试验以及数值模拟,分析了串列叶栅的流场特性及前排叶片对后排叶片流场的影响。通过对试验结果分析发现,串列叶栅的攻角特性范围较宽,气流转折角大,损失较单排叶片约增加40%... 对某型串列叶栅以及独立后排叶栅进行了多工况下性能和油流显示试验以及数值模拟,分析了串列叶栅的流场特性及前排叶片对后排叶片流场的影响。通过对试验结果分析发现,串列叶栅的攻角特性范围较宽,气流转折角大,损失较单排叶片约增加40%;前排叶片的存在一定程度上使得后排叶片流场受攻角变化的影响减小,并使其吸力面的马赫数峰值降低5%;对比试验与数值模拟结果后发现,压力面马赫数分布吻合较好,吸力面试验值略高于计算值;前排和后排叶片之间相对位置对串列叶栅的性能有着至关重要影响,需要对此进行深入研究。 展开更多

关键词 串列叶栅 流场特性 数值模拟 油流显示 测试点

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吸附式压气机叶栅端壁流场油流实验研究及数值分析 被引量：6

3

作者 史磊 刘波 +2 位作者 那振喆 张国臣 李俊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期217-225,共9页

设计加工了压气机叶栅端壁试验件,安置在吸附式叶栅中间通道50%叶展处,用来研究无马蹄涡影响的端壁流场。通过油流显示方法得到了其在设计点4种抽吸流量下的近壁面流线分布。在抽吸缝所在相对弦长处,沿节距方向等距测取了8个试验件壁面... 设计加工了压气机叶栅端壁试验件,安置在吸附式叶栅中间通道50%叶展处,用来研究无马蹄涡影响的端壁流场。通过油流显示方法得到了其在设计点4种抽吸流量下的近壁面流线分布。在抽吸缝所在相对弦长处,沿节距方向等距测取了8个试验件壁面静压值。应用Fine/Turbo软件包,采用全通道网格在设计点进行了数值计算,对试验件端壁流场进行补充分析,较好地解释了实验现象。研究发现,吸附式压气机原始叶栅端壁处的马蹄涡压力面分支未与叶型吸力面交汇,因此消除马蹄涡影响的近端壁油流试验件叶型表面负荷水平的提升主要来自于前段弦长范围内,在前40%轴向范围内叶型负荷平均提高了15.5%,并且叶型负荷随着抽吸流量的增加而增加,抽吸效率随着抽吸流量的增加而降低。在数值计算中,通过前缘处近壁面熵分布等值线最小值连线证实了油流实验中测得的角度θ客观上反映了前缘扰动区的作用范围。 展开更多

关键词 油流显示 吸附式压气机叶栅 端壁流场 全通道计算 马蹄涡

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近失速状态下压气机静子通道内的三维流动 被引量：5

4

作者 于贤君 刘宝杰 +1 位作者 张志博 赵斌 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期53-56,共4页

本文综合运用体式激光粒子图像测速技术和油流显示技术研究了近失速状态下压气机静子通道内部的复杂三维流动,建立了静叶通道内部三维流动结构模型,并分析了典型流动结构的产生、发展和演化机制。实验结果表明,在近失速状态,近叶通道出... 本文综合运用体式激光粒子图像测速技术和油流显示技术研究了近失速状态下压气机静子通道内部的复杂三维流动,建立了静叶通道内部三维流动结构模型,并分析了典型流动结构的产生、发展和演化机制。实验结果表明,在近失速状态,近叶通道出现了两个截然不同的分离区—吸力面近机匣角区分离(7%～50%弦长,闭式分离)和吸力面近轮毂角区分离(50%弦长以后,开式分离),以及一些复杂的流向旋涡流动结构。 展开更多

关键词 角区分离 体式激光粒子图像测速 油流显示 压气机

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二维翼型实验的侧壁影响研究 被引量：3

5

作者 陈志敏 王大海 《中国民航飞行学院学报》 2001年第1期4-7,共4页

本文采用油流显示技术、测量模型弦向和展向压力分布的方法 ,对二维翼型风洞中的侧壁附面层影响进行了研究。为能更详细了解侧壁对模型的影响 ,采用不同弦长的模型和两个不同风洞的实验结果比较的方法 ,由油流显示揭示侧壁干扰流动图画 ... 本文采用油流显示技术、测量模型弦向和展向压力分布的方法 ,对二维翼型风洞中的侧壁附面层影响进行了研究。为能更详细了解侧壁对模型的影响 ,采用不同弦长的模型和两个不同风洞的实验结果比较的方法 ,由油流显示揭示侧壁干扰流动图画 ,利用侧壁抽气技术和干扰修正方法 ,来消除侧壁对模型的影响。实验结果表明 ,选取合理的抽气方式可得到有效的二维实验结果。 展开更多

关键词 风洞 二维翼型实验 侧壁效应 油流显示 侧壁抽气技术

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轴流风机油流显示实验研究

6

作者 毛好喜 王信用 《煤矿机械》 北大核心 2003年第9期35-37,共3页

流动显示技术是流体力学和空气动力学研究中常用的重要实验手段,把流动显示实验方法中的油流显示技术应用到轴流风机内部流动研究中,成功地捕捉到了轴流风机中的流动分离线及其二次流动的流动现象。使我们可以通过简单易行的表面油流显... 流动显示技术是流体力学和空气动力学研究中常用的重要实验手段,把流动显示实验方法中的油流显示技术应用到轴流风机内部流动研究中,成功地捕捉到了轴流风机中的流动分离线及其二次流动的流动现象。使我们可以通过简单易行的表面油流显示技术来取得复杂流动现象中许多重要的信息。 展开更多

关键词 轴流风机 油流显示 二次流 实验研究

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对旋轴流风机二级叶片油流显示试验研究 被引量：1

7

作者 凌少东 李意民 +2 位作者 邵卫 贺卫晋 乔培培 《矿山机械》 北大核心 2007年第8期55-56,共2页

通过油流显示试验,了解了对旋轴流风机二级叶片在多种工况特别是小流量时的内部流动特征,并详细分析了二级叶片吸力面和压力面随着流量减小内部涡流特征的变化情况,为改善对旋轴流风机工况性能的理论研究和实践提供了试验基础。

关键词 对旋轴流风机 二级叶片 油流显示

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小流量轴流风机流动分离的油流显示探讨

8

作者 贾利红 王春捷 李意民 《煤矿机械》 北大核心 2004年第7期45-47,共3页

通过油流显示方法 ,对轴流式通风机小流量工况的分离流进行了深入研究 ,并更深一步地了解风机内部流动的本质特征 。

关键词 轴流风机 内部流动 油流显示 分离流

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沟槽面对扩压叶栅表面流态的影响 被引量：1

9

作者 田桥 马宏伟 +1 位作者 武卉 高磊 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第z1期177-180,共4页

采用油流显示技术研究了沟槽面扩压叶栅表面流动的拓扑结构,通过与光滑叶栅壁面流动拓扑图像的比较,发现沟槽面能抑制叶背附面层的发展,减小附面层内低速流体的展向流动,减弱叶背附面层与叶背角区旋涡的相互作用.随后用总压耙对栅后流... 采用油流显示技术研究了沟槽面扩压叶栅表面流动的拓扑结构,通过与光滑叶栅壁面流动拓扑图像的比较,发现沟槽面能抑制叶背附面层的发展,减小附面层内低速流体的展向流动,减弱叶背附面层与叶背角区旋涡的相互作用.随后用总压耙对栅后流场进行了测量,和光滑叶栅测量结果相比,沟槽面叶栅端壁区总压损失低,主流区沟槽面叶栅尾迹宽度变小、损失降低,证实该非光滑面能减小叶栅二次流损失. 展开更多

关键词 沟槽面 扩压叶栅 二次流 尾迹 油流显示

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民机机头气动特性的实验研究

10

作者 黄湛 王宏伟 +2 位作者 姚开明 董金刚 熊红亮 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期322-327,471,共6页

在1.2m量级亚跨超声速风洞采用DPIV、测压、油流显示三种实验技术对某型飞机机头模型气动特性进行了实验研究,得到了两个机头模型在巡航马赫数和快速巡航马赫数条件下的气动特性,实验结果表明:在巡航马赫数条件下(Ma=0.785),机头顶端气... 在1.2m量级亚跨超声速风洞采用DPIV、测压、油流显示三种实验技术对某型飞机机头模型气动特性进行了实验研究,得到了两个机头模型在巡航马赫数和快速巡航马赫数条件下的气动特性,实验结果表明:在巡航马赫数条件下(Ma=0.785),机头顶端气流速度和压力分布平滑,不存在流动分离和超音速区域;在快速巡航马赫数条件下(Ma=0.820),机头顶端存在局部很小区域的超音速区,强度很小,不存在流动分离;相同马赫数条件下,对于确定模型,随着攻角增大(由3o增加到6o),气流在模型上进入高流速区或超音速区的位置有所提前,位置相差约为半个到一个测压面间距;相同马赫数和相同攻角条件下,气流在两个机头模型上进入高流速区或超音速区的位置存在差异,位置相差约半个测压面间距。三种实验方法结果相互吻合,实验数据符合气动规律,可作为机头气动设计的依据。 展开更多

关键词 气动特性 飞机机头 DPIV 油流显示 测压

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三维楔体诱导高超声速层流分离油流显示实验研究

11

作者 王军旗 陈政 +2 位作者 倪招勇 甘才俊 李烺 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第5期115-120,共6页

在高超声速风洞中采用油流显示技术开展了三维楔体诱导层流分离现象的实验研究。研究模型为矩形平板/三维楔体、三角形平板/三维楔体。研究结果表明:高超声速(马赫数6.0)局部层流分离结构不仅受楔体压缩角影响,受前体外形的影响也很明显... 在高超声速风洞中采用油流显示技术开展了三维楔体诱导层流分离现象的实验研究。研究模型为矩形平板/三维楔体、三角形平板/三维楔体。研究结果表明:高超声速(马赫数6.0)局部层流分离结构不仅受楔体压缩角影响,受前体外形的影响也很明显;对于三角形前体,由于楔体上游来流存在横向流动,使得楔体诱导的分离流动结构完全不同于矩形平板模型,且在不同迎角下,分离线形状也存在较大差异;受三角形前体与三维楔体综合作用,诱导层流分离呈现非常显著的三维效应。 展开更多

关键词 高超声速 层流分离 三维楔体 油流显示

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改进油流显示法研究层流和湍流下绕椭球分离流 被引量：6

12

作者 祝成民 忻鼎定 庄逢甘 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第3期312-319,共8页

用改进的油流显示法研究和对比了层流和湍流状态下绕椭球流动的表面摩擦力线结构 .实验中观察到 ,椭球表面摩擦力线在层流和湍流状态下具有不同的拓扑结构。只看流动对称面一侧 ,在层流状态 ,Re=1 .4× 1 0 6,迎角为 3 0°和 2 ... 用改进的油流显示法研究和对比了层流和湍流状态下绕椭球流动的表面摩擦力线结构 .实验中观察到 ,椭球表面摩擦力线在层流和湍流状态下具有不同的拓扑结构。只看流动对称面一侧 ,在层流状态 ,Re=1 .4× 1 0 6,迎角为 3 0°和 2 0°时都有三条分离线 ;而湍流状态同样实验条件下只观察到两条 ,并且分离线的位置推向下游 ,二次分离线长度也大大缩短。实验还观察了物体表面颗粒状突起对表面摩擦力线的影响 .层流状态下 ,雷诺数为 1 .4× 1 0 6时 ,分离线附近的颗粒状突起会显著影响分离线的形状 ,当雷诺数减为 0 .9× 1 0 6时 ,颗粒对分离线只有微弱的影响 .实验观察到的颗粒影响局限在壁面附近。 展开更多

关键词 油流显示法 层流 湍流 椭球分离流 表面摩擦力线 流体力学

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脉冲燃烧风洞点式油流技术在压缩拐角流动显示中的应用 被引量：4

13

作者 王振锋 白菡尘 李向东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1455-1460,共6页

为在脉冲燃烧风洞上应用油流技术,针对该类设备马赫数6条件下气流总温高(可达1650K)、有效试验时间短(约300ms)、小动压条件下显示油"流不动"等困难,提供了一种技术解决方案。试验设备为中国空气动力研究与发展中心Φ=600mm... 为在脉冲燃烧风洞上应用油流技术,针对该类设备马赫数6条件下气流总温高(可达1650K)、有效试验时间短(约300ms)、小动压条件下显示油"流不动"等困难,提供了一种技术解决方案。试验设备为中国空气动力研究与发展中心Φ=600mm脉冲燃烧风洞。采用两个多级压缩楔模拟高超进气道外压缩面,其中三级压缩楔偏转角为6°,7°和8°,两级压缩楔偏转角均为10°。运用高速摄像方法获得了点式图谱的动态变化过程。三级压缩楔8°拐角上游油点在200ms内流过了拐角,并向下游移动了足够长度,可判断该拐角处气流不产生分离。两级压缩楔油流结果则显示风洞尾气会显著改变图谱分布。 展开更多

关键词 脉冲燃烧风洞 油流显示技术 压缩拐角 油流图谱 高超声速进气道

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油流显示技术在航空发动机试验件上的应用

14

作者 戚玉华 张中亭 《航空发动机》 1993年第3期65-74,共10页

关键词 航空发动机 油流显示技术 试验

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细长旋成体亚声速超大攻角非定常流动特性研究 被引量：3

15

作者 王方剑 王宏伟 +3 位作者 李晓辉 董磊 黄湛 陈兰 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期379-395,共17页

空空导弹作为现代空战的主要攻击手段,要求比目标飞机更高的机动性和敏捷性.新型空空导弹在面对新一代飞机时必须具备全方位攻击能力,尤其对来自后方目标的威胁,则需要更高转弯率和更大机动包络线的航向反转机动等先进高效机动方法.为... 空空导弹作为现代空战的主要攻击手段,要求比目标飞机更高的机动性和敏捷性.新型空空导弹在面对新一代飞机时必须具备全方位攻击能力,尤其对来自后方目标的威胁,则需要更高转弯率和更大机动包络线的航向反转机动等先进高效机动方法.为了保证高效机动的顺利完成,要求导弹在超大攻角(α=0°~180°)范围内具有飞行和机动控制能力.以往对超大攻角流动的观测和研究大多集中在α=40°~60°范围内,最大角度不超过90°.本文采用数值模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)与风洞试验(油流显示试验)结合的方法,研究了细长体亚声速下(Ma=0.6)攻角α=0°~180°范围内的瞬时流动特性以及非定常特性.研究表明,数值模拟与油流显示试验获得的物面流线吻合较好,在攻角α=0°~90°范围内,细长体背风侧流动主要为圆柱段引起的集中涡主导,体现为非对称、非定常和涡脱落等流动现象;在攻角α=90°~180°范围内,这时细长体底部朝前,由此带来较大的回流区,回流区内存在较多小尺度旋涡相互作用干扰,随着流动逐渐沿轴向向后发展,背风侧流动逐渐以非对称涡流动为主导.非对称旋涡诱导的物面压力脉动频率St范围St=0.19~0.33,底部回流区诱导的物面压力脉动St范围为St=1.55~1.64. 展开更多

关键词 超大攻角 非定常 亚声速 DDES 油流流动显示试验

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直孔射流对压气机叶栅流场影响的实验研究 被引量：1

16

作者 孟庆鹤 陈绍文 +1 位作者 刘宏言 王松涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期1039-1045,共7页

为了探究直孔射流对压气机叶栅的影响,通过实验方法,结合流场显示技术和流场测试技术,对无控叶栅和直孔射流方案下的压气机平面叶栅在正攻角下的流场结构和气动性能进行了分析。结果表明:无控叶栅中吸力面存在三个螺旋点,而不同射流方... 为了探究直孔射流对压气机叶栅的影响,通过实验方法,结合流场显示技术和流场测试技术,对无控叶栅和直孔射流方案下的压气机平面叶栅在正攻角下的流场结构和气动性能进行了分析。结果表明:无控叶栅中吸力面存在三个螺旋点,而不同射流方案下螺旋点的数量和位置变化明显;无控叶栅端壁存在一个从吸力面起始的分离区,布置射流孔后,在射流孔前发展出马蹄涡,马蹄涡的两个分支的发展情况及其对流场影响随着不同射流方案呈现出不同的特点;射流孔的位置对控制效果有明显的影响,最佳方案减小了3.2%的总压损失,增大了1.86%的通流流量;在最佳方案下,吸力面螺旋点数量减少到了1个,端壁没有明显的尾迹出现,出口处高损失区的欠偏转和端区的过偏转均有所减弱。 展开更多

关键词 流场结构 压气机叶栅 实验方法 油流法流场显示 流动控制

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湍流角区三维分离空间与表面流动结构研究

17

作者 刘明鑫 张华 Malik Shaheryar Raza 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第2期271-276,共6页

针对湍流角区三维分离流动中表面油流图画(油流显示)出现的差异和不同性质,综合采用表面油流流动显示、空间PIV实验以及数值模拟探究不同表面流动结构的性质、产生差异的原因及其与空间流动结构的关系。研究表明,较强分离情况下表面油... 针对湍流角区三维分离流动中表面油流图画(油流显示)出现的差异和不同性质,综合采用表面油流流动显示、空间PIV实验以及数值模拟探究不同表面流动结构的性质、产生差异的原因及其与空间流动结构的关系。研究表明,较强分离情况下表面油流呈现的两条油流线均为三维分离线,即一次分离线(上游)与二次分离线(下游)。油流线是空间非定常流动的时均结果,空间非定常流动以四涡结构为主。一次分离线(上游)符合Lighthill的收拢渐进线三维分离模式,二次分离线(下游)则符合Maskell的包络线三维分离模式。由于较强的第一主涡和二次涡在近壁面产生强剪切,二次分离线体现出与一次分离线不同的狭窄而清晰的油迹堆积以及低剪切应力特征,因此二次分离线又可称为低剪切应力线。在低剪切应力线两侧是由第一主涡和二次涡引起的较高剪切应力区。 展开更多

关键词 湍流角区 表面油流流动显示 PIV 分离线 低剪切应力线

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