雷諾數(shù)
- 基于Fluent 的水冷散熱器特性研究
分流端）在不同雷諾數(shù)下散熱結(jié)構(gòu)的CPU 平均溫度、熱阻值、壓降以及對(duì)流換熱系數(shù)。本研究可為電子設(shè)備冷卻系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。1 模型的建立該微型散熱器簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)如圖1 所示，材質(zhì)為鋁。下方為CPU 板，尺寸為40 mm×40 mm×5 mm，材質(zhì)為銅。CPU底面設(shè)熱通量為100 W（6 250 W/m2），尺寸如圖1 所示。該結(jié)構(gòu)分為2 種工作模式，模式1 為B 面入口，A 面為出口；模式2 為A 面為入口，B 面為出口。圖1 CPU 散熱器結(jié)構(gòu)圖Fig.1
農(nóng)業(yè)裝備與車輛工程 2023年9期2023-09-20
- 亞臨界雷諾數(shù)圓柱渦致振動(dòng)的實(shí)驗(yàn)研究
靜止圓柱繞流在雷諾數(shù)Recr≈ 47時(shí)開(kāi)始變得不穩(wěn)定，出現(xiàn)周期性的旋渦脫落[1-2]。但是當(dāng)圓柱處于強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)或彈性支撐狀態(tài)時(shí)，其臨界雷諾數(shù)可能會(huì)進(jìn)一步降低[3-4]。其中，彈性支撐的圓柱在一定來(lái)流條件下會(huì)發(fā)生振動(dòng)，且其尾跡中會(huì)產(chǎn)生周期性渦脫，這一現(xiàn)象被稱為渦致振動(dòng)[3,5-6]。Bufoni[7]在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中研究了強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)圓柱在低雷諾數(shù)下的尾渦演化規(guī)律，發(fā)現(xiàn)圓柱最低渦脫雷諾數(shù)可以降低至25。Cossu和Morino[4]通過(guò)全局線性穩(wěn)定性分析方法對(duì)亞臨界雷
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年1期2023-02-22
- 層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證平臺(tái)雷諾數(shù)效應(yīng)分析及修正
況，并且不存在雷諾數(shù)效應(yīng)問(wèn)題，能夠作為縮比風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)之間的橋梁，在風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正和飛行結(jié)果的對(duì)比校驗(yàn)中都發(fā)揮著相當(dāng)重要的作用[2]。圖1 確定飛機(jī)氣動(dòng)特性的技術(shù)手段和方法相關(guān)性分析中最重要的一個(gè)方面就是對(duì)飛行器雷諾數(shù)效應(yīng)的分析和修正。對(duì)于一般的附著流動(dòng)來(lái)說(shuō)，雷諾數(shù)的大小影響模型表面上附面層的性質(zhì)，從而改變附面層的厚度、附面層轉(zhuǎn)捩位置、表面摩擦阻力以及與氣體黏性有關(guān)的氣流分離情況。這樣，在試驗(yàn)雷諾數(shù)與飛行雷諾數(shù)相差較大的情況下必然導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)
航空學(xué)報(bào) 2022年11期2022-12-06
- 某層流機(jī)翼驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法
綱量，主要包括雷諾數(shù)、自由來(lái)流湍流度和模型差異等?；谥饕年P(guān)聯(lián)參數(shù)，利用數(shù)學(xué)擬合插值方法和層流效應(yīng)物理變化規(guī)律對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行外推，并在此基礎(chǔ)上通過(guò)添加修正量或修正系數(shù)的方式進(jìn)一步將風(fēng)洞中的干擾項(xiàng)和模型自身所帶來(lái)的額外影響考慮進(jìn)去，發(fā)展從風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)向真實(shí)飛行數(shù)據(jù)的外推修正方法，從而提高驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性與可用性。目前常用的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法包括經(jīng)驗(yàn)修正、結(jié)合CFD(Computational Fluid Dynamics)手段的修正方法、試
航空學(xué)報(bào) 2022年11期2022-12-06
- 射流微通道換熱特性研究①
，研究其在不同雷諾數(shù)下的流動(dòng)特性與換熱特性，并進(jìn)行分析總結(jié)。1 模型建立1.1 物理模型通過(guò)三維軟件建立模型，如圖1所示是射流微通道三維模型圖，上方為射流入口，側(cè)邊為出口，通道底面為加熱面，具體幾何尺寸見(jiàn)表1。表1 射流微通道具體幾何尺寸1.2 計(jì)算模型1.2.1 湍流模型與邊界條件選取RNGk-ε模型可以對(duì)旋流進(jìn)行捕捉，出口設(shè)置為壓力出口，一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，進(jìn)口為速度入口，流體溫度為300K，加熱面給定熱流密度為100W/cm2，除加熱面外都絕熱。1.2.
- 閥門流量系數(shù)的測(cè)量原理與方法研究
特別是涉及閥門雷諾數(shù)的計(jì)算和流體流動(dòng)狀態(tài)的判定，不同標(biāo)準(zhǔn)給出了差異較大的計(jì)算式和參考值。對(duì)閥門流量系數(shù)測(cè)試與應(yīng)用中的雷諾數(shù)限值也有不同的參考值[3-5]。典型的無(wú)需修正雷諾數(shù)最小限值有3 500、10 000、40 000等，差異較大。本文從流體力學(xué)基本原理出發(fā)，研究閥門流量系數(shù)的測(cè)量原理，比較了閥門與圓形截面管道在雷諾數(shù)計(jì)算方法和流動(dòng)狀態(tài)判定的差異，探討了閥門雷諾數(shù)修正系數(shù)與雷諾數(shù)的關(guān)系，分析了閥門流量系數(shù)測(cè)量中的壓差和雷諾數(shù)的要求。上述工作能夠?yàn)閺氖麻y
自動(dòng)化儀表 2022年10期2022-10-28
- 雷諾數(shù)對(duì)高負(fù)荷低壓渦輪葉柵流動(dòng)損失的不確定性影響
巡航時(shí)，LPT雷諾數(shù)較低，葉背層流在速度峰之后將經(jīng)歷膨脹過(guò)程，由此產(chǎn)生的逆壓梯度極易誘導(dǎo)邊界層分離及轉(zhuǎn)捩，導(dǎo)致較大的葉型損失。Howell、Hodson等均指出：LPT葉背損失占總損失的60%以上，主要?dú)w因于邊界層的分離、轉(zhuǎn)捩及再附。整體上，邊界層分離轉(zhuǎn)捩在LPT內(nèi)部較為常見(jiàn)，相關(guān)的影響機(jī)理及流動(dòng)控制研究自2000年以來(lái)開(kāi)展較多，目前仍是國(guó)際性研究熱點(diǎn)。在真實(shí)工作環(huán)境下，航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件進(jìn)、出口流動(dòng)不可避免地會(huì)受到環(huán)境變化、上下游部件的影響，如：進(jìn)氣道邊界層
航空學(xué)報(bào) 2022年7期2022-09-05
- 旋轉(zhuǎn)圓柱氣動(dòng)特性的雷諾數(shù)效應(yīng)研究
素決定[4]。雷諾數(shù)是影響分離、再附和轉(zhuǎn)捩等流動(dòng)特征最主要的因素。當(dāng)圓柱旋轉(zhuǎn)起來(lái)以后，圓柱兩側(cè)流動(dòng)狀態(tài)不同，可能會(huì)顯著影響流體的分離、轉(zhuǎn)捩等現(xiàn)象，進(jìn)而導(dǎo)致氣動(dòng)力特性的改變。因此雷諾數(shù)和轉(zhuǎn)速共同作用下的圓柱氣動(dòng)力特性非常復(fù)雜，對(duì)旋轉(zhuǎn)圓柱的氣動(dòng)力變化規(guī)律進(jìn)行的研究，在旋轉(zhuǎn)圓柱的工程應(yīng)用上具有重大意義。馬格努斯效應(yīng)是影響旋轉(zhuǎn)圓柱氣動(dòng)力的主要因素之一，它描述的是流體中的圓柱在繞自身軸旋轉(zhuǎn)的同時(shí)受到沿垂直于軸向且和流體流動(dòng)方向垂直側(cè)向力作用的現(xiàn)象[5-6]。這種側(cè)向
振動(dòng)與沖擊 2022年7期2022-05-04
- 聚氧化乙烯水溶液旋轉(zhuǎn)圓盤減阻實(shí)驗(yàn)研究
溫、無(wú)毒、減阻雷諾數(shù)范圍寬、價(jià)格低、受PH和離子濃度影響小等優(yōu)點(diǎn)，所以高分子聚合物減阻在內(nèi)流和外流工程中應(yīng)用廣泛.內(nèi)流中的應(yīng)用如消防、泥漿和鹵水的運(yùn)輸、下水道系統(tǒng)[3]、灌溉系統(tǒng)、集中供熱、生物醫(yī)學(xué)領(lǐng)域中抑制動(dòng)脈粥樣硬化和預(yù)防出血休克等[4-5]；外流應(yīng)用如平板上的流動(dòng)和浸沒(méi)物體周圍的流動(dòng)，如航運(yùn)業(yè)中提高航速和節(jié)省燃料、煤的水力運(yùn)輸?shù)萚6].為了理解聚合物溶液的減阻規(guī)律和減阻機(jī)理，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)聚氧化乙烯(PEO)溶液進(jìn)行了一些內(nèi)外流動(dòng)減阻實(shí)驗(yàn)研究.X.D.
東北電力大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年4期2021-11-01
- 落球法測(cè)定液體粘滯系數(shù)的實(shí)驗(yàn)修正探討
滯系數(shù)計(jì)算得到雷諾數(shù)Re，進(jìn)而對(duì)蓖麻油的粘滯系數(shù)分別進(jìn)行一級(jí)修正和二級(jí)修正，并將修正結(jié)果進(jìn)行分析比較，找到最適合實(shí)驗(yàn)教學(xué)的數(shù)據(jù)改進(jìn)處理方法，并進(jìn)一步分析探討了雷諾數(shù)與小球直徑的關(guān)系。關(guān)鍵詞：落球法? 蓖麻油?? 雷諾數(shù)?? 修正? 粘滯系數(shù)Discussion on Experimental Correction of Measuring Liquid Viscosity Coefficient by Falling Ball MethodLUO Juny
科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào) 2021年29期2021-03-21
- 典型車-橋系統(tǒng)氣動(dòng)力的雷諾數(shù)效應(yīng)
使列車氣動(dòng)力的雷諾數(shù)效應(yīng)進(jìn)一步加劇，同時(shí)列車的存在會(huì)使得橋梁對(duì)雷諾數(shù)的敏感性發(fā)生變化，為精確測(cè)量橋梁和列車受到的氣動(dòng)力，有必要對(duì)車-橋組合系統(tǒng)的雷諾數(shù)效應(yīng)進(jìn)行研究。目前對(duì)于橋梁氣動(dòng)特性雷諾數(shù)效應(yīng)的研究主要集中于橋梁?jiǎn)误w[3-7]，對(duì)于側(cè)風(fēng)下的高速列車氣動(dòng)特性國(guó)內(nèi)外學(xué)者采用現(xiàn)場(chǎng)實(shí)測(cè)[8-9]、數(shù)值模擬[10]和風(fēng)洞試驗(yàn)[11-12]等方法進(jìn)行了大量的研究，但對(duì)車-橋組合系統(tǒng)的雷諾數(shù)效應(yīng)的研究非常少[13-15]。李永樂(lè)等[13-14]利用交叉滑槽系統(tǒng)對(duì)車橋系
鐵道學(xué)報(bào) 2021年1期2021-02-03
- 中低濃度CTAC表面活性劑水溶液圓盤減阻實(shí)驗(yàn)研究
盤大小、溫度、雷諾數(shù)、表面活性劑種類以及反粒子和表面活性劑的濃度比等)較多[15]，減阻機(jī)理也仍未有定論。特別是對(duì)圓盤減阻的認(rèn)識(shí)非常有限，機(jī)理解釋不盡相同，故有待進(jìn)一步的研究。1 實(shí)驗(yàn)試劑與裝置1.1 實(shí)驗(yàn)試劑與溶液制備陽(yáng)離子表面活性劑十六烷基三甲基氯化銨溶液(CTAC)具有減阻效果好、熱穩(wěn)定性高的優(yōu)點(diǎn)，而反離子鹽水楊酸鈉(NaSal)的加入能夠中和CTAC頭基上的陽(yáng)離子、形成穩(wěn)定的膠束結(jié)構(gòu)。故選取減阻溶液為陽(yáng)離子表面活性劑十六烷基三甲基氯化銨(CTAC)
節(jié)能技術(shù) 2020年5期2021-01-13
- 不同雷諾數(shù)下二維翼型尾渦脫落的流動(dòng)分析
74)翼型在低雷諾數(shù)下氣動(dòng)性能的好壞，是無(wú)人機(jī)、微小型飛行器等能否穩(wěn)定運(yùn)行的關(guān)鍵[1]。流體在低雷諾數(shù)下流經(jīng)翼型時(shí)易出現(xiàn)較大的流動(dòng)分離[2]，在翼型前緣、尾緣處形成不同形態(tài)的渦旋，使翼型出現(xiàn)阻力系數(shù)增加、升力系數(shù)非線性變化等[3- 4]對(duì)氣動(dòng)性能的負(fù)面影響[5- 6]。深入研究翼型在低雷諾數(shù)下的尾渦脫落特性，可以加深對(duì)翼型繞流及分離形態(tài)的認(rèn)識(shí)，對(duì)改善翼型在低雷諾數(shù)下的氣動(dòng)性能具有積極意義。Gen?等[7]通過(guò)熱線實(shí)驗(yàn)和煙線實(shí)驗(yàn)，對(duì)NACA4412翼型在3種
- 前洗滌噴嘴通用化選型方法
射角度;流體;雷諾數(shù);通用化選型0 ?引言前洗滌噴嘴是汽車風(fēng)窗玻璃的表面清洗設(shè)備，通過(guò)導(dǎo)管連接到洗滌罐中，利用水泵將洗滌罐中的洗滌液壓入噴嘴后，通過(guò)噴嘴口徑的縮小，形成強(qiáng)大的沖擊力，對(duì)汽車風(fēng)窗玻璃進(jìn)行清洗。近年來(lái)，平臺(tái)化、通用化開(kāi)發(fā)已經(jīng)是各大整車企業(yè)降低研發(fā)成本，縮短開(kāi)發(fā)周期的重要手段之一[1]。1 ?現(xiàn)狀調(diào)查通過(guò)對(duì)現(xiàn)有前洗滌噴嘴進(jìn)行調(diào)查，發(fā)現(xiàn)所有車型的洗滌噴嘴均為直接噴射式噴嘴，通過(guò)銅球頭進(jìn)出口的截面變化，提高流體流速，實(shí)現(xiàn)噴射;噴射球頭均為四向可調(diào)，能
內(nèi)燃機(jī)與配件 2020年15期2020-09-10
- 三維后向臺(tái)階不同寬高比對(duì)流動(dòng)傳熱特性影響
]初步研究了低雷諾數(shù)下不同寬高比對(duì)三維后向臺(tái)階的流動(dòng)與傳熱特性的影響，在雷諾數(shù)（Re=500）、擴(kuò)張比（ER=2）一定的情況下，對(duì)不同寬高比的底面努賽爾數(shù)和摩擦系數(shù)進(jìn)行了比對(duì)分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)最大努賽爾數(shù)分布于臺(tái)階側(cè)壁附近而不是臺(tái)階中央處。文獻(xiàn)[10]對(duì)三維后向臺(tái)階再附著特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，并發(fā)現(xiàn)臺(tái)階側(cè)壁處出現(xiàn)了回流的旋渦。文獻(xiàn)[11]重點(diǎn)分析了低雷諾數(shù)下（50≤Re≤250））三維后向臺(tái)階管道內(nèi)流動(dòng)與傳熱特性的影響，并與二維后向臺(tái)階進(jìn)行了對(duì)比。綜合已有文
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造 2020年6期2020-06-20
- 超光速率創(chuàng)新體系在航空航天領(lǐng)域中的應(yīng)用
器及機(jī)翼平面;雷諾數(shù);超光速率;互逆主義邏輯;動(dòng)穩(wěn)定性Abstract： After briefly outlining the three new problems in the aerospace field， this paper briefly introduces the main achievements that the superlight rate innovation system can be applied to the aeros
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2020年13期2020-05-11
- 雷諾數(shù)對(duì)低壓渦輪性能試驗(yàn)冷熱態(tài)性能差異影響研究
流模型，研究了雷諾數(shù)對(duì)低壓渦輪冷態(tài)?；癄顟B(tài)、熱態(tài)真實(shí)工作狀態(tài)性能差異影響規(guī)律。研究結(jié)果表明，設(shè)計(jì)狀態(tài)熱態(tài)真實(shí)工作狀態(tài)相比冷態(tài)?；癄顟B(tài)，低壓渦輪效率低約1.5%，這是由于熱態(tài)真實(shí)工作狀態(tài)下，雷諾數(shù)較低，邊界層較厚，端壁邊界層內(nèi)摩擦損失大，同時(shí)尾跡損失較大，由黏性效應(yīng)引起的湍流度增加。本文研究可為低壓渦輪性能試驗(yàn)效率修正提供參考。關(guān)鍵詞：雷諾數(shù)；低壓渦輪；性能試驗(yàn)；差異；數(shù)值分析中圖分類號(hào)：V231.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn100
航空科學(xué)技術(shù) 2020年8期2020-02-04
- 湍流度對(duì)斜拉索雷諾數(shù)效應(yīng)影響的試驗(yàn)研究
能的主要因素有雷諾數(shù)、表面粗糙度、來(lái)流湍流度等，這些影響因素之間互相關(guān)聯(lián)、互相制約。其中，斜拉索的雷諾數(shù)效應(yīng)一直是被關(guān)注的重要基礎(chǔ)問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)斜拉索的雷諾數(shù)效應(yīng)研究較多，詳細(xì)的研究了斜拉索氣動(dòng)力隨雷諾數(shù)的變化規(guī)律[1-6]。然而實(shí)際工程中斜拉索處于復(fù)雜的湍流環(huán)境中，風(fēng)洞試驗(yàn)研究斜拉索氣動(dòng)參數(shù)的雷諾數(shù)效應(yīng)問(wèn)題一般都在來(lái)流湍流度強(qiáng)度很低的風(fēng)洞中進(jìn)行。因此在研究斜拉索氣動(dòng)參數(shù)的雷諾數(shù)效應(yīng)問(wèn)題中考慮湍流強(qiáng)度的影響十分有必要。Surry等[7-9]研究了湍流度
振動(dòng)與沖擊 2019年23期2019-12-23
- 無(wú)氣膜冷卻的渦輪葉片流動(dòng)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬
接近真實(shí)狀態(tài)的雷諾數(shù)以及馬赫數(shù)對(duì)葉片流動(dòng)系數(shù)的影響，并通過(guò)數(shù)值模擬來(lái)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確程度。研究結(jié)果表明，壓力面和吸力面的壓力系數(shù)隨著雷諾數(shù)的增大幾乎沒(méi)有變化;葉柵出口馬赫數(shù)變化對(duì)葉片表面流動(dòng)系數(shù)的分布呈現(xiàn)不同的規(guī)律;計(jì)算出的壓力系數(shù)在大部分區(qū)域都與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。關(guān)鍵詞：高速葉柵風(fēng)洞;葉片;雷諾數(shù);馬赫數(shù);流動(dòng)系數(shù)中圖分類號(hào)：V231.3 ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：2096-4706（2019）05-0007-04Abstract：In this
現(xiàn)代信息科技 2019年5期2019-10-21
- 非接觸機(jī)械密封端面間流體膜流動(dòng)狀態(tài)臨界雷諾數(shù)的討論*
一般可依據(jù)臨界雷諾數(shù)進(jìn)行判斷，當(dāng)雷諾數(shù)大于臨界雷諾數(shù)時(shí)，流動(dòng)狀態(tài)即處于湍流狀態(tài)，而臨界雷諾數(shù)的具體數(shù)值目前只能通過(guò)實(shí)驗(yàn)確定。對(duì)于壓差剪切復(fù)合流動(dòng)，目前雖然也有一些研究，但尚未形成共識(shí)。本文作者梳理壓差流、剪切流、復(fù)合流的臨界雷諾數(shù)相關(guān)文獻(xiàn)并進(jìn)行分析對(duì)比，提出采用一種復(fù)合速度法，即利用復(fù)合速度來(lái)確定壓差剪切復(fù)合流動(dòng)臨界雷諾數(shù)。研究表明，采用該方法可判斷壓差剪切復(fù)合流動(dòng)是否處于湍流狀態(tài)。1 壓差流動(dòng)的臨界雷諾數(shù)1.1 圓管壓差流動(dòng)1.1.1 雷諾數(shù)的定義自然界
潤(rùn)滑與密封 2019年7期2019-08-02
- 雷諾數(shù)變化對(duì)翼型邊界層發(fā)展及失速特性的影響
雜的部件干擾和雷諾數(shù)變化增加了研究失速機(jī)理的難度。幸運(yùn)的是，雖然難以給出飛行器失速問(wèn)題精確的解析關(guān)系式，但組成這種強(qiáng)非線性現(xiàn)象的核心機(jī)制仍然是翼型的失速問(wèn)題，因此研究翼型的失速問(wèn)題是建立飛行器失速問(wèn)題理論體系的基石。從20世紀(jì)上半葉開(kāi)始，學(xué)者們采用試驗(yàn)方法對(duì)翼型失速的表面氣動(dòng)力和邊界層變化進(jìn)行了諸多分析，E.N.Jacobs[1]第一次推測(cè)：升力線的拐點(diǎn)意味著翼型表面出現(xiàn)了分離現(xiàn)象，即提出失速問(wèn)題；隨后，E.N.Jacobs等[2]第一次提出雷諾數(shù)與翼型分
航空工程進(jìn)展 2019年3期2019-07-09
- 流線閉口箱梁渦振氣動(dòng)力的雷諾數(shù)效應(yīng)研究
化特性[6]。雷諾數(shù)表征流體慣性力與黏性力之間的比例關(guān)系，決定了邊界層的成長(zhǎng)和流動(dòng)的分離，是衡量邊界層和層流向湍流轉(zhuǎn)變的尺寸，對(duì)旋渦的形成具有重要影響。由于常規(guī)橋梁風(fēng)洞試驗(yàn)無(wú)法做到雷諾數(shù)與實(shí)際結(jié)構(gòu)一致，導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測(cè)的結(jié)構(gòu)風(fēng)致振動(dòng)響應(yīng)及靜動(dòng)力參數(shù)與實(shí)際結(jié)構(gòu)之間存在不可忽視的差異，即為雷諾數(shù)效應(yīng)。1998年開(kāi)始通車運(yùn)營(yíng)的丹麥大海帶東橋引橋施工時(shí)，在主梁架設(shè)過(guò)程中發(fā)生渦振，實(shí)測(cè)渦振頻率、渦振振幅與低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果不一致，由此引起各國(guó)學(xué)者對(duì)橋梁渦激共振性能受雷
振動(dòng)與沖擊 2019年12期2019-07-08
- 基于風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬的超臨界機(jī)翼雷諾數(shù)修正方法研究
限制，風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)遠(yuǎn)低于飛行雷諾數(shù)，對(duì)于大型飛機(jī)研制工作而言，試驗(yàn)雷諾數(shù)不足的問(wèn)題更加突出。雷諾數(shù)的不同將對(duì)邊界層流動(dòng)產(chǎn)生顯著影響，同時(shí)改變激波位置，造成不同雷諾數(shù)下飛機(jī)氣動(dòng)特性的明顯差異[1-3]。與常規(guī)翼型相比，超臨界翼型的上翼面平坦、下翼面后部?jī)?nèi)凹，這也就決定了超臨界翼型典型的壓力分布對(duì)雷諾數(shù)的影響較為敏感。雷諾數(shù)的差異對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生影響，導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果之間產(chǎn)生較大的差別[4]。因此，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)必須進(jìn)行雷諾數(shù)影響的修正。然而，與采用
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年6期2018-12-03
- 低雷諾數(shù)下小型無(wú)人機(jī)翼型氣動(dòng)特性分析
64001）低雷諾數(shù)下小型無(wú)人機(jī)翼型氣動(dòng)特性分析康小偉，李 冰，郭衛(wèi)剛（海軍航空大學(xué)，山東煙臺(tái)264001）以小型無(wú)人機(jī)翼型研究為背景，利用基于線性穩(wěn)定性理論的eN方法對(duì)對(duì)小型無(wú)人機(jī)常用的翼型CLARKY在雷諾數(shù)Re=1.0×105、5×105、1.0×106，迎角由-5°～20°時(shí)的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算和對(duì)比分析。隨著雷諾數(shù)的增大，翼型上表面的轉(zhuǎn)捩位置不斷向前緣移動(dòng)，氣流分離則由完全分離逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)閷恿鞣蛛x泡結(jié)構(gòu)，使得翼型的最大升力系數(shù)和臨界迎角增大，阻力減
海軍航空大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年5期2017-12-13
- 雷諾數(shù)對(duì)超臨界翼型氣動(dòng)性能的影響
330024）雷諾數(shù)對(duì)超臨界翼型氣動(dòng)性能的影響栗 莉，綦 龍，羅 帥，方明恩，張 輝，張 巖（航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）介紹了雷諾數(shù)對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響的機(jī)理，通過(guò)進(jìn)行CFD計(jì)算分析超臨界翼型RAE2822在不同飛行雷諾數(shù)下的流場(chǎng)及氣動(dòng)特性，得出雷諾數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的基本影響規(guī)律，提出飛行器設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮雷諾數(shù)效應(yīng)的影響。雷諾數(shù)效應(yīng)；氣動(dòng)性能0 引言雷諾數(shù)是流體力學(xué)中一個(gè)重要的無(wú)量綱參數(shù)，主要表征了慣性力與粘性力的比值。雷諾數(shù)的影響幾乎滲透到所有存
教練機(jī) 2017年2期2017-08-12
- 雷諾數(shù)對(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究
飛行可能面臨低雷諾數(shù)帶來(lái)的氣動(dòng)問(wèn)題。采用經(jīng)典的面元法二維程序，對(duì)典型的FX低速翼型進(jìn)行了不同雷諾數(shù)的計(jì)算評(píng)估，分析了氣動(dòng)力系數(shù)、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)等隨雷諾數(shù)的變化特點(diǎn)。將二維拓展至三維情形，采用RANS求解器，對(duì)某太陽(yáng)能飛機(jī)的幾個(gè)典型高度工況進(jìn)行了全機(jī)氣動(dòng)特性的計(jì)算分析，證實(shí)二維翼型的雷諾數(shù)影響規(guī)律對(duì)于三維全機(jī)仍然是適用的。當(dāng)雷諾數(shù)顯著降低時(shí)，氣動(dòng)特性通常也會(huì)有一定程度的惡化，在太陽(yáng)能飛機(jī)的初步設(shè)計(jì)階段就應(yīng)該對(duì)雷諾數(shù)的影響進(jìn)行充分的分析評(píng)估。關(guān)鍵詞：太陽(yáng)能飛機(jī)；雷諾數(shù)
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2017年13期2017-05-24
- 前加載和后加載葉片轉(zhuǎn)捩特性的數(shù)值研究
數(shù)值研究了不同雷諾數(shù)工況下，入口湍流強(qiáng)度（Tu）變化對(duì)某高負(fù)荷前加載和后加載葉片轉(zhuǎn)捩特性的影響，揭示了前加載和后加載葉片吸力面轉(zhuǎn)捩特性的雷諾數(shù)和湍流強(qiáng)度效應(yīng)。文章還對(duì)不同湍流強(qiáng)度和雷諾數(shù)工況下前加載葉片的流動(dòng)情況進(jìn)行分析和比較，研究了該葉片表面極限流線圖譜的差異。分析表明，不同雷諾數(shù)工況下極限流線圖譜存在顯著差異，低雷諾數(shù)條件下二次流損失明顯增大；不同湍流強(qiáng)度的極限流線圖譜差異較小，并隨湍流強(qiáng)度增大其吸力面下端部的分離線向前緣移動(dòng)。轉(zhuǎn)捩，雷諾數(shù)效應(yīng)，湍流強(qiáng)
東方汽輪機(jī) 2017年1期2017-05-10
- 橢圓顆粒在剪切流中旋轉(zhuǎn)特性的數(shù)值研究1)
nn方法對(duì)中等雷諾數(shù)下橢圓顆粒在剪切流中的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了模擬.首先,研究了雷諾數(shù)(0＜Re≤170)的影響,結(jié)果表明當(dāng)雷諾數(shù)低于臨界值時(shí)，顆粒以周期性的方式旋轉(zhuǎn)，角速度最小時(shí)對(duì)應(yīng)的長(zhǎng)軸方向隨著雷諾數(shù)的增大而逐漸遠(yuǎn)離水平方向，而且這一傾角與雷諾數(shù)呈分段線性關(guān)系；當(dāng)雷諾數(shù)大于臨界值時(shí)，橢圓形顆粒最終保持靜止?fàn)顟B(tài)，且靜止時(shí)的轉(zhuǎn)角與雷諾數(shù)呈冪函數(shù)關(guān)系，雷諾數(shù)越大，轉(zhuǎn)角越小，橢圓的長(zhǎng)軸越遠(yuǎn)離水平位置.其次,研究了橢圓顆粒的長(zhǎng)短軸之比α(1≤α≤10)的影響，結(jié)果表明
力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年2期2017-03-21
- 板式換熱器板片傳熱性能與壓降的研究
；人字形板紋；雷諾數(shù)；傳熱系數(shù)；壓降前言隨著工程領(lǐng)域?qū)Π迨綋Q熱器傳熱效率、節(jié)能、環(huán)保等要求的日益提高，板式換熱器板片結(jié)構(gòu)的流場(chǎng)分析對(duì)研發(fā)新型板式換熱器至關(guān)重要。關(guān)于板式換熱器換熱性能的研究一直比較活躍。徐志明等[1]采用流體力學(xué)軟件對(duì)人字形板式換熱器的雙流道模型進(jìn)行數(shù)值模擬，得到流體流動(dòng)與換熱的不均勻性，且總傳熱系數(shù)與流阻隨流速的增大而增大。張晶等[2]通過(guò)建立板式換熱器整板與局部的雙流道計(jì)算模型，用CFD軟件對(duì)不同波紋傾角、波紋截距進(jìn)行模擬分析，得到最佳
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2016年36期2017-02-21
- 考慮層流分離的低速風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能研究
證方法研究了低雷諾數(shù)(2×105～5×105)下翼型升阻氣動(dòng)性能,基于修正轉(zhuǎn)捩模型分析了多雷諾數(shù)多攻角下翼型層流分離泡對(duì)氣動(dòng)性能的影響.結(jié)果表明：基于四方程轉(zhuǎn)捩模型Transition SST計(jì)算所得升阻力系數(shù)及翼型表面轉(zhuǎn)捩位置與實(shí)驗(yàn)值接近，低雷諾數(shù)流動(dòng)計(jì)算適用性較好；雷諾數(shù)越小，翼型層流分離泡越明顯，翼型升阻比越小; 失速前雷諾數(shù)對(duì)翼型升阻比影響較大而失速后影響較小，且雷諾數(shù)越小該翼型失速越緩和；攻角越大，翼型上表面層流分離泡越靠近前緣而下表面越靠近尾緣
動(dòng)力工程學(xué)報(bào) 2017年1期2017-02-08
- 雷諾數(shù)對(duì)渦槳飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)特性影響的計(jì)算研究
10089)?雷諾數(shù)對(duì)渦槳飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)特性影響的計(jì)算研究許瑞飛，錢瑞戰(zhàn)，雷武濤(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)雷諾數(shù)是表征流體粘性對(duì)流動(dòng)影響的相似參數(shù)，對(duì)飛機(jī)部件的氣動(dòng)性能具有重要的影響。利用商業(yè)軟件CFX對(duì)某民用渦槳飛機(jī)增升裝置構(gòu)型進(jìn)行變雷諾數(shù)計(jì)算研究，詳細(xì)分析雷諾數(shù)對(duì)升力系數(shù)、失速特性以及附面層速度特性的影響。結(jié)果表明：雷諾數(shù)對(duì)最大升力系數(shù)和失速迎角都有顯著的影響；不同雷諾數(shù)下機(jī)翼分離形態(tài)變化顯著，大雷諾數(shù)下機(jī)翼分離
航空工程進(jìn)展 2016年4期2016-12-19
- 基于Profili軟件的風(fēng)力機(jī)葉片表面雷諾數(shù)分析
風(fēng)力機(jī)葉片表面雷諾數(shù)分析曹利剛，郭改琴(楊凌職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機(jī)電工程學(xué)院，陜西 楊凌 712100)通過(guò)計(jì)算不同的風(fēng)力機(jī)安裝高度、葉片的弦長(zhǎng)和平均風(fēng)速時(shí)的雷諾數(shù)，分析研究得到雷諾數(shù)的變化規(guī)律，從而間接反應(yīng)流體的流態(tài)，這為設(shè)計(jì)風(fēng)機(jī)提供了重要的理論依據(jù).安裝高度；弦長(zhǎng)；風(fēng)速；雷諾數(shù)在流體運(yùn)動(dòng)中慣性力和黏性力的比值影響著雷諾數(shù)，根據(jù)雷諾數(shù)的大小可以將流體分為層流和湍流兩種流場(chǎng)[1]61,[2] 11-12.不同的流場(chǎng)葉片的氣動(dòng)性能不相同，風(fēng)力機(jī)的效率就不相同，所以
- 不同湍流模型在低雷諾數(shù)流動(dòng)中的應(yīng)用研究
同湍流模型在低雷諾數(shù)流動(dòng)中的應(yīng)用研究陳立立，郭正?(國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙410073)以SD7032翼型為研究對(duì)象, 基于求解雷諾平均N-S方程的有限體積法,采用S-A、k-w、SSTk-w、realizablek-ε、transition SST和改進(jìn)的γ-Reθ,t轉(zhuǎn)捩模型等6種湍流模型, 對(duì)雷諾數(shù)為203 800時(shí)翼型流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，評(píng)估了不同湍流模型在低雷諾數(shù)流動(dòng)中的升阻特性和收斂情況。結(jié)果表明：當(dāng)不考慮流動(dòng)轉(zhuǎn)捩時(shí)，和其他湍流模
現(xiàn)代應(yīng)用物理 2016年3期2016-11-14
- 雷諾數(shù)對(duì)橢圓形斷面氣動(dòng)力及馳振穩(wěn)定性的影響
理的主要方法，雷諾數(shù)是該類結(jié)構(gòu)氣動(dòng)力的主要影響因素之一。通過(guò)長(zhǎng)短軸之比為1.5的橢圓形斷面剛性模型測(cè)壓風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了雷諾數(shù)從32 k～250 k范圍內(nèi)的氣動(dòng)力。討論了雷諾數(shù)對(duì)平均氣動(dòng)力、平均風(fēng)壓分布、流動(dòng)特征點(diǎn)、斯托洛哈數(shù)的影響規(guī)律。采用考慮雷諾數(shù)和振動(dòng)方向影響的馳振穩(wěn)定性分析方法，分析了該斷面的馳振穩(wěn)定性。結(jié)果表明，在高雷諾數(shù)范圍內(nèi)，隨著雷諾數(shù)的增大平均阻力系數(shù)減小、平均升力系數(shù)隨風(fēng)向角的變化更劇烈、最小風(fēng)壓點(diǎn)和分離點(diǎn)向尾流移動(dòng)、規(guī)則的漩渦脫落消失；在
振動(dòng)工程學(xué)報(bào) 2016年4期2016-10-29
- 不同加載形式高負(fù)荷低壓渦輪的性能分析
來(lái)分析在寬廣的雷諾數(shù)范圍內(nèi)負(fù)荷分布對(duì)渦輪葉型邊界層發(fā)展的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明：后加載葉型對(duì)雷諾數(shù)的變化較為敏感，尤其是在低雷諾數(shù)范圍內(nèi)，而前加載和均勻加載則相對(duì)不敏感。研究結(jié)果可為設(shè)計(jì)適用于不同工況的葉型提供理論指導(dǎo)。關(guān)鍵詞：負(fù)荷分布；雷諾數(shù)；邊界層；氣動(dòng)損失低壓渦輪的質(zhì)量約占到航空發(fā)動(dòng)機(jī)總質(zhì)量的20%～30%。高負(fù)荷低壓渦輪葉片的設(shè)計(jì)是減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的主要途徑。高負(fù)荷葉片的設(shè)計(jì)意味著單級(jí)渦輪葉片數(shù)目減少、葉柵稠度降低。典型低壓渦輪工作的Re范圍較低，大
- 矩形管道內(nèi)低雷諾數(shù)圓柱繞流尾跡演化特性
?矩形管道內(nèi)低雷諾數(shù)圓柱繞流尾跡演化特性董振營(yíng)，周本釗，孫志強(qiáng)，蔣赟，周天 (中南大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院，湖南 長(zhǎng)沙，410083)摘要：為了揭示有限管道壁面對(duì)圓柱繞流尾跡演化特性的影響，采用基于有限容積法的數(shù)值模擬方法，對(duì)矩形管道內(nèi)雷諾數(shù)為100的三維圓柱繞流尾跡流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算分析，探討阻流比和長(zhǎng)徑比對(duì)圓柱表面和尾跡流場(chǎng)中壓力分布的影響。研究結(jié)果表明：圓柱前、后駐點(diǎn)的壓力系數(shù)受展向位置影響較大，后駐點(diǎn)壓力系數(shù)與旋渦脫落狀態(tài)有關(guān)；時(shí)均壓力系數(shù)受管道端壁影響
- 纜索承重橋近距離并列索氣動(dòng)力的雷諾數(shù)效應(yīng)
并列索氣動(dòng)力的雷諾數(shù)效應(yīng)杜曉慶1，張利平1，劉慶寬2,3(1. 上海大學(xué) 土木工程系，上海 200072；2. 石家莊鐵道大學(xué) 風(fēng)工程研究中心，河北 石家莊 050043；3.河北省大型結(jié)構(gòu)健康診斷與控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河北 石家莊 050043)近距離并列索在工程實(shí)際中有著廣泛的應(yīng)用，但針對(duì)并列索的氣動(dòng)性能及其雷諾數(shù)效應(yīng)的研究并不多，特別是在臨界雷諾數(shù)區(qū)域。通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，在雷諾數(shù)Re=0.9×105～3.2×105之間(涉及亞臨界雷諾數(shù)和臨界雷諾數(shù))研究了近
- 導(dǎo)流板對(duì)海底管線渦激振動(dòng)的影響
；拖曳力系數(shù)；雷諾數(shù)；導(dǎo)流板；海底管線海底油氣輸送管道是海上油氣開(kāi)發(fā)中油氣傳輸?shù)闹饕绞?，是海洋油氣生產(chǎn)系統(tǒng)中一個(gè)不可缺少的重要組成部分。海底管道經(jīng)常因水動(dòng)力因素或者人為因素而遭到破壞，因此管道鋪設(shè)中經(jīng)常把管道埋入海床一定深度。埋設(shè)后管道在強(qiáng)烈的外界條件下會(huì)因局部沖刷而產(chǎn)生裸露和懸空能使裸露在海床的海底管道不能完全自埋。因此國(guó)外很早就提出在管道頂部安裝導(dǎo)流板以改變水流在管道周邊的流態(tài)，加速管道底部海床的沖刷，提高管道自埋效果[1]。Hulsbergen等[
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-04-26
- 雷諾數(shù)對(duì)大型客機(jī)低速氣動(dòng)特性影響的試驗(yàn)研究
?雷諾數(shù)對(duì)大型客機(jī)低速氣動(dòng)特性影響的試驗(yàn)研究0引言風(fēng)洞試驗(yàn)在空氣動(dòng)力學(xué)研究和飛行器設(shè)計(jì)中起著十分重要的作用，其理論基礎(chǔ)是相似原理。根據(jù)相似理論，要做到風(fēng)洞試驗(yàn)與真實(shí)飛行的流動(dòng)完全相似，必須使所有的相似準(zhǔn)則全部相等[1]，但這在經(jīng)濟(jì)上和工程實(shí)踐上都幾乎無(wú)法實(shí)現(xiàn)。在低速和跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，最常用的相似準(zhǔn)則有：雷諾數(shù)(Re)、馬赫數(shù)(M)、普朗特?cái)?shù)(Pr)、弗勞德(Fr)數(shù)、斯特勞哈爾數(shù)(Sr)等，最常見(jiàn)的主要相似準(zhǔn)則不滿足是亞跨聲速風(fēng)洞的Re數(shù)不夠。以國(guó)內(nèi)正在
民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究 2016年1期2016-04-22
- 靜水中大雷諾數(shù)球形顆粒變加速沉降的理論分析與試驗(yàn)
0)?靜水中大雷諾數(shù)球形顆粒變加速沉降的理論分析與試驗(yàn)尹則高1,2,王振魯2,張 黎2,尹勝?gòu)?qiáng)2(1.中國(guó)海洋大學(xué)山東省海洋工程重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,山東青島 266100; 2.中國(guó)海洋大學(xué)工程學(xué)院,山東青島 266100)摘要:基于單顆粒泥沙沉降的力學(xué)機(jī)理,對(duì)靜水中大雷諾數(shù)球形顆粒沉降過(guò)程中的受力狀況進(jìn)行分析,推導(dǎo)出變加速沉降運(yùn)動(dòng)過(guò)程的瞬時(shí)速度、沉降歷時(shí)及沉降位移公式。試驗(yàn)數(shù)據(jù)與所推導(dǎo)公式的計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析表明:計(jì)算位移與實(shí)測(cè)值相對(duì)誤差都小于5%,大部分小于4%
水利水電科技進(jìn)展 2016年2期2016-04-11
- 高超聲速風(fēng)洞變雷諾數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究
高超聲速風(fēng)洞變雷諾數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究謝飛*，郭雷濤，朱濤，鄒瓊芬(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng)621000)為滿足高超聲速飛行器氣動(dòng)力雷諾數(shù)效應(yīng)研究需求，在CARDC的Φ1米高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展了變雷諾數(shù)試驗(yàn)技術(shù)研究。該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)是利用Φ1米高超聲速風(fēng)洞采用高壓下吹－真空抽吸驅(qū)動(dòng)運(yùn)行方式、風(fēng)洞運(yùn)行參數(shù)范圍寬的特點(diǎn)，通過(guò)寬范圍內(nèi)調(diào)節(jié)風(fēng)洞運(yùn)行總壓而大幅改變模擬雷諾數(shù)。研究采用了單點(diǎn)變雷諾數(shù)試驗(yàn)技術(shù)和連續(xù)變雷諾數(shù)試驗(yàn)技術(shù)兩種手段來(lái)開(kāi)展高超聲
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-04-10
- PVC連接彎頭的水力特性數(shù)值模擬
局部阻力系數(shù)與雷諾數(shù)的關(guān)系曲線的變化趨勢(shì)基本一致，壓力在彎頭拐角外側(cè)壓力最大，在下游管段內(nèi)側(cè)靠近彎頭的位置壓力最小。【關(guān)鍵詞】PVC彎頭;局部阻力系數(shù);雷諾數(shù);速度場(chǎng);壓力場(chǎng)彎頭是常見(jiàn)的管道連接件之一，優(yōu)點(diǎn)是連接操作簡(jiǎn)便、施工快捷、節(jié)約成本和時(shí)間等，但是因?yàn)槠鋵?duì)水的流態(tài)改變較大，局部水頭損失較大。蘇聯(lián)專家依德利契克在《流體阻力手冊(cè)》(第二版)中對(duì)流體阻力試驗(yàn)研究成果進(jìn)行了總結(jié)，可以為彎頭的阻力計(jì)算起到一定的參考作用。但是該書的成果受到當(dāng)時(shí)材料的限制，計(jì)算復(fù)
中國(guó)水能及電氣化 2016年1期2016-03-04
- 基于CFD的流線型橋梁斷面阻力系數(shù)測(cè)壓結(jié)果修正研究
律。同時(shí)，討論雷諾數(shù)對(duì)不同工況下摩擦阻力貢獻(xiàn)率的影響。研究結(jié)果表明：寬高比和風(fēng)嘴角度變化均對(duì)流線型斷面摩擦阻力貢獻(xiàn)率的影響較顯著，寬高比越大，摩擦阻力對(duì)總阻力的貢獻(xiàn)越大，而風(fēng)嘴角度越小，摩擦阻力對(duì)總阻力的貢獻(xiàn)也越大。當(dāng)來(lái)流風(fēng)速為12 m/s，風(fēng)攻角為0°時(shí)，利用最小二乘法擬合得到了流線型斷面測(cè)壓法阻力系數(shù)隨寬高比和風(fēng)嘴角度變化的修正系數(shù)，研究結(jié)論可提高測(cè)壓法阻力系數(shù)的工程應(yīng)用。關(guān)鍵詞：數(shù)值模擬；阻力系數(shù)；摩擦阻力；風(fēng)攻角；雷諾數(shù)；寬高比；風(fēng)嘴角度隨著我國(guó)交
鐵道科學(xué)與工程學(xué)報(bào) 2016年1期2016-03-01
- 雷諾數(shù)對(duì)RAE2822翼型氣動(dòng)特性的影響
鄭隆乾雷諾數(shù)對(duì)RAE2822翼型氣動(dòng)特性的影響鄭隆乾使用數(shù)值計(jì)算方法研究了雷諾數(shù)對(duì)RAE2822超臨界翼型高亞音速氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明：雷諾數(shù)對(duì)RAE2822翼型下翼面和波前上翼面的壓力分布影響很小，對(duì)激波位置和強(qiáng)度、波后壓力分布影響明顯，對(duì)升力系數(shù)、俯仰力矩影響很大。采用超臨界翼型的民用飛機(jī)，在進(jìn)行機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮雷諾數(shù)效應(yīng)。現(xiàn)代民用飛機(jī)為了提高巡航性能，通常采用超臨界翼型，以弱化或推遲激波、減小附面層分離，從而提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。而在高亞音
中國(guó)科技信息 2015年15期2015-11-02
- 雷諾數(shù)對(duì)低壓渦輪附面層轉(zhuǎn)捩影響的數(shù)值研究
300410）雷諾數(shù)對(duì)低壓渦輪附面層轉(zhuǎn)捩影響的數(shù)值研究張銀波1，鄭偉2（1.中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院發(fā)動(dòng)機(jī)系，天津300300；2.天津職業(yè)大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院，天津300410）使用CFX軟件對(duì)超高負(fù)荷低壓渦輪葉型吸力面的非定常轉(zhuǎn)捩過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬，并利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)其結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證?？疾炝瞬煌?span id="syggg00" class="hl">雷諾數(shù)（Re=80 000、100 000）對(duì)附面層流動(dòng)發(fā)展的影響，并通過(guò)附面層流場(chǎng)細(xì)節(jié)分析，得出了雷諾數(shù)對(duì)分離、轉(zhuǎn)捩的作用，證實(shí)高雷諾數(shù)下轉(zhuǎn)捩的發(fā)生更靠近上游
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2015年2期2015-08-17
- 小展弦比飛翼標(biāo)模雷諾數(shù)影響數(shù)值模擬研究
展弦比飛翼標(biāo)模雷諾數(shù)影響數(shù)值模擬研究張耀冰*，周乃春，陳江濤(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)采用數(shù)值模擬方法開(kāi)展小展弦比飛翼標(biāo)模的雷諾數(shù)影響研究。使用自行研制的多塊對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格亞跨超聲速流場(chǎng)解算器程序Mbflow，計(jì)算了試驗(yàn)雷諾數(shù)、二倍試驗(yàn)雷諾數(shù)和飛行雷諾數(shù)等三種雷諾數(shù)情況下小展弦比飛翼標(biāo)模的流場(chǎng)。通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析研究，得到了不同馬赫數(shù)(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情況下雷諾數(shù)對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模的氣動(dòng)特性
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 表面張力對(duì)坡面薄層水流臨界雷諾數(shù)的影響
面薄層水流臨界雷諾數(shù)的影響孫三祥, 雷鵬帥, 張?jiān)葡? 武金明(1.蘭州交通大學(xué) 環(huán)境與市政工程學(xué)院, 甘肅 蘭州 730070; 2.寒旱地區(qū)水資源綜合利用教育部工程研究中心, 甘肅 蘭州 730070)資助項(xiàng)目：長(zhǎng)江學(xué)者和創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)發(fā)展計(jì)劃項(xiàng)目“黃土坡地坡面流產(chǎn)沙過(guò)程及模擬”(IRT0966)第一作者：孫三祥(1965—)，男(漢族)，甘肅省秦安縣人，碩士，教授,主要從事土壤水力侵蝕方面的研究。E-mail:sunsanxiang@mail.lzjtu.
水土保持通報(bào) 2015年2期2015-03-18
- 離心壓氣機(jī)相似轉(zhuǎn)速數(shù)值研究
升高、總壓減小雷諾數(shù)降低，壓氣機(jī)增壓比、效率降低。關(guān)鍵詞：離心式壓氣機(jī)；雷諾數(shù)；壓氣機(jī)性能0引言在燃?xì)廨啓C(jī)及其部件的性能研究中相似理論具有重要的地位[1-2]，應(yīng)用相似理論可以把燃?xì)廨啓C(jī)各部件在特定條件下的工作特性推廣到與它相似的情況下。相似理論認(rèn)為當(dāng)雷諾數(shù)進(jìn)入自?；瘏^(qū)即不再是相似準(zhǔn)則。目前國(guó)內(nèi)外學(xué)者的研究主要集中于高空低雷諾數(shù)問(wèn)題[3-5]，對(duì)于地面燃?xì)廨啓C(jī)，在雷諾數(shù)較高的情況下，地面大氣條件、海拔高度或進(jìn)排氣系統(tǒng)損失不同導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口參數(shù)改變，引起的雷
機(jī)械制造與自動(dòng)化 2015年2期2015-03-01
- 增升裝置低速流動(dòng)特性的雷諾數(shù)效應(yīng)計(jì)算研究
縮比模型，試驗(yàn)雷諾數(shù)與自由飛行雷諾數(shù)達(dá)到1～2個(gè)數(shù)量級(jí)的差別。高和低雷諾數(shù)狀態(tài)下，飛機(jī)流場(chǎng)的流動(dòng)狀態(tài)可能存在很大不同，氣動(dòng)力與力矩特性也會(huì)存在差異。對(duì)大型運(yùn)輸類飛機(jī)來(lái)說(shuō)，從翼根到翼梢的氣動(dòng)弦長(zhǎng)變化很大，當(dāng)?shù)?span id="syggg00" class="hl">雷諾數(shù)變化明顯，氣動(dòng)力和流動(dòng)特性對(duì)雷諾數(shù)變化更為敏感［1］。當(dāng)前CFD已經(jīng)應(yīng)用于飛行器的設(shè)計(jì)、鑒定和優(yōu)化等環(huán)節(jié)。復(fù)雜構(gòu)型的流動(dòng)分析，甚至風(fēng)洞流場(chǎng)分析可以借助CFD數(shù)值模擬［2］，利用CFD技術(shù)進(jìn)行低速增升構(gòu)型流動(dòng)特性的雷諾數(shù)效應(yīng)影響研究成為可能。歐盟第六
飛行力學(xué) 2014年1期2014-12-25
- 雷諾數(shù)對(duì)后向臺(tái)階剪切層轉(zhuǎn)捩特性的影響
自由剪切層.小雷諾數(shù)下，邊界層在分離時(shí)維持層流狀態(tài)，上方主流區(qū)和下方靜止流區(qū)間的較大速度梯度使得剪切層對(duì)特定小擾動(dòng)線性失穩(wěn)，這一不穩(wěn)定性屬于對(duì)流不穩(wěn)定性的范疇[2－3]，擾動(dòng)在自由剪切層中沿流向增長(zhǎng)，使得自由剪切層逐漸向湍流狀態(tài)過(guò)渡，同時(shí)卷出離散的大尺度展向渦，稱為層流分離剪切層轉(zhuǎn)捩[4－5].后向臺(tái)階流動(dòng)常被用于研究湍流分離—再附[6－7]及其引起的傳質(zhì)、傳熱[8]和壓力脈動(dòng)[9－10]問(wèn)題，各種分離流動(dòng)控制技術(shù)也主要應(yīng)用在湍流分離—再附問(wèn)題上[11].
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年7期2014-11-05
- 基于FLUENT的小雷諾數(shù)下方柱繞流的數(shù)值模擬
V儀器先后給出雷諾數(shù)為2.2×104和1.4×104的試驗(yàn)結(jié)果。張偉［3］等人采用PIV試驗(yàn)以及數(shù)值模擬兩種方法同時(shí)進(jìn)行研究表明計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。而這些成果大多都是在雷諾數(shù)相對(duì)較高或者較高時(shí)計(jì)算取得的，而對(duì)小雷諾數(shù)時(shí)流場(chǎng)變化的詳細(xì)研究相對(duì)較少，馬亮［4］等人計(jì)算了小雷諾數(shù)下立方體繞流的阻力系數(shù)隨雷諾數(shù)的變化情況。本文主要采用FLUENT流體力學(xué)軟件計(jì)算小雷諾數(shù)（Re1 數(shù)值計(jì)算模型1.1 幾何模型本文采用的模型：方柱邊長(zhǎng)H=10mm，計(jì)算區(qū)域8H
水科學(xué)與工程技術(shù) 2012年3期2012-11-25
- 某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型雷諾數(shù)效應(yīng)阻力修正研究
運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型雷諾數(shù)效應(yīng)阻力修正研究張輝， 李杰， 龔志斌(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)采用CFD方法分析了雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型阻力的影響?；趯?duì)某運(yùn)輸機(jī)的翼/身/架/艙組合體繞流進(jìn)行的計(jì)算分析,歸納總結(jié)出了一種適應(yīng)于復(fù)雜構(gòu)型的低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正方法。通過(guò)驗(yàn)證可知,該修正方法修正效果良好,為工程中的阻力預(yù)測(cè)提供了一種簡(jiǎn)潔有效的方法。數(shù)值模擬; 雷諾數(shù)效應(yīng); 阻力修正引言通常風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)很難達(dá)到飛機(jī)真實(shí)飛行狀態(tài)下的
飛行力學(xué) 2012年1期2012-11-03
- 雷諾數(shù)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響研究
限制，風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)一般比飛行雷諾數(shù)要低1～2個(gè)量級(jí)，這就導(dǎo)致風(fēng)洞測(cè)量得到的飛機(jī)氣動(dòng)特性與實(shí)際飛行條件下的氣動(dòng)特性存在一定的差別。對(duì)于飛機(jī)設(shè)計(jì)人員來(lái)說(shuō)，一直都存在著如何把風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)外推到真實(shí)條件下飛行數(shù)據(jù)的問(wèn)題，也就是通常所說(shuō)的雷諾數(shù)修正問(wèn)題［1］。雷諾數(shù)不同，通常會(huì)對(duì)邊界層的類型、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置、邊界層內(nèi)速度分布形態(tài)、物體上分離點(diǎn)的位置、分離形態(tài)和分離區(qū)大小，以及激波位置、邊界層的厚度等產(chǎn)生影響，從而導(dǎo)致飛機(jī)氣動(dòng)特性的變化。長(zhǎng)期以來(lái)，經(jīng)過(guò)不斷探索和總結(jié)，
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年6期2012-10-21
- 低雷諾數(shù)下渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)部流場(chǎng)的數(shù)值模擬研究
廣泛，對(duì)高空低雷諾數(shù)條件飛行下的發(fā)動(dòng)機(jī)各部件特性研究越來(lái)越受到重視。要滿足高空長(zhǎng)時(shí)間巡航的要求，除飛機(jī)本身的氣動(dòng)外形需要針對(duì)高空飛行特點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)外，保證動(dòng)力裝置在高空低速飛行條件下具有良好性能也是關(guān)鍵技術(shù)之一。在高空飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件性能受雷諾數(shù)下降的影響十分嚴(yán)重，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能[1]。為此，本文采用數(shù)值模擬方法來(lái)研究雷諾數(shù)下降對(duì)渦輪轉(zhuǎn)子性能的影響。2 數(shù)值方法本文使用Numeca軟件，以Aachen軸流渦輪的轉(zhuǎn)子葉片排為研究對(duì)象進(jìn)行了三
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2010年3期2010-07-14