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基于自燃对流与三维平板大攻角绕流模型的纸螺旋动力扭矩研究: 2024年; 本文以蜡烛自燃空气对流与平板大攻角绕流为理论基础,对2022年青年物理学家锦标赛(IYPT2022)设计题“蜡烛动力涡旋机”(Candle Powered Turbine)针对性地开展了理论分析、实验研究和数值模拟分析。本文根据蜡烛燃烧的纹影法图像对蜡烛流场进行简化,建立了蜡烛自燃空气对流模型,并将平板大攻角绕流模型进行推广应用,得到了纸螺旋在蜡烛流场中所受扭矩的理论公式;通过实验探究了环带宽度、轴向倾角对纸螺旋扭矩的影响规律,并获得了最优化参数;对最优化装置进行了CFD数值仿真分析和实验研究,仿真结果和实验结果较好地吻合,验证了本文所提出的纸螺旋在蜡烛燃烧形成的空气对流场中运动的扭矩理论的准确性。本文的贡献是,把燃料燃烧形成的自然对流作为动力应用在旋转装置,对余能利用具有潜在的应用价值;三维平板大攻角绕流模型的建立为雷诺数在104~106范围内时三维平板类大攻角低速绕流的总压力计算提供了简便的计算方法。; 石嘉舜刘振宇周子翔王凤龙徐春龙; 关键词：大攻角绕流总压力自然对流

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究被引量：6: 2022年; 高超声速流动中,大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象,进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论,研究基于温敏漆技术,得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下,攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析,对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时,通过对来流总压的调节,得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果,总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现,高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征,而在不同的Reynolds数下,各个流动特征产生影响的范围不同,随着Reynolds数的降低,层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加,而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。; 霍俊杰易仕和牛海波刘小林; 关键词：大攻角

尖拱细长旋成体低速大攻角绕流数值模拟被引量：4: 2020年; 运用数值方法研究了无任何扰动几何不规则性细长体大攻角绕流背风面对称流型结构,得出绕流截面流态拓扑结构的轴向演化规律。分析截面侧向力与法向力分布背涡的对称与非对称性,通过壁面切向速度曲线确定壁面鞍点位置,通过与截面法向量夹角的零点确定空间鞍点的位置,验证细长旋成体截面流态拓扑结构。此外,通过特殊鞍点的位置变化分析了临界流动状态的演变过程。结果表明,在无任何扰动与不规则性的前提下,得到非对称的旋涡,并且证实给出拓扑结构正确以及存在的临界状态,确定了临界状态中高阶奇点的形成过程。; 张浩南李国辉徐宇; 关键词：大攻角空气动力学细长体数值模拟

矢量喷流下导弹大攻角绕流的流动显示研究: 2014年; 在大攻角下导弹弹身的非对称绕流会导致较大的侧向力,因此控制非对称流动是非常重要的研究内容。文中主要研究了矢量喷流对导弹大攻角非对称绕流的影响。研究通过流动显示的方法选取了导弹头部非对称流动比较明显的两个截面,采用激光片光流动显示技术研究了大攻角下矢量喷流对导弹头部截面绕流的影响。试验结果表明,矢量喷流促使非对称脱体涡的涡位抬高,矢量喷流对导弹大攻角非对称绕流有一定的控制作用。; 张永升; 关键词：导弹大攻角矢量喷流

飞艇大攻角绕流气动特性模拟及湍流模型与参数影响研究被引量：14: 2014年; 飞艇大攻角绕流作为一种典型的分离与漩涡流动,相关研究具有较高难度和十分重要的意义。该文基于数值模拟方法,研究了飞艇大攻角绕流条件下的气动特性,分析了湍流模型选择和湍流强度设置等关键因素对模拟结果的影响。气动力、压力系数、流场显示细节等结果表明:SST k??模型和Realizable k??均能较准确地模拟飞艇周边流体流动现象,计算得到的气动参数和实验结果吻合良好,而S-A模型和实验存在较大差异;同时发现湍流强度对飞艇气动力存在较大影响,升阻力系数在湍流强度I>0.5%时随之线性增长。进一步引入了等效雷诺数的概念,证明与原始雷诺数类似,等效雷诺数对气动力影响存在相应的敏感区间,在计算和实验中值得加以注意。; 吴小翠王一伟黄晨光杜特专于娴娴廖丽涓; 关键词：飞艇数值模拟湍流模型湍流强度

圆锥前体大攻角绕流的数值计算与分析: 2013年; 采用层流模型、Gamma theta转捩模型和SST湍流模型对半顶角10°的圆锥前体进行大攻角绕流的数值模拟,以探究其流动特性。给出了30m/s,不同攻角下流场的总压系数、速度矢量和涡量云图。研究发现,采用Gamma theta转捩模型可较好的模拟转捩流动;攻角大于10°时出现主涡,每个主涡都有一个总压系数最小值和无量纲的轴向涡量绝对最大值,它们均位于涡核处,量值随风速和攻角而变化。; 王中一郑博睿高超方洪熊俊涛刘锋罗时钧; 关键词：数值模拟大攻角非对称涡转捩模型

平板大攻角绕流升力和阻力系数的计算被引量：20: 2011年; 二维平板或二维对称薄翼型大攻角绕流升力和阻力系数与攻角之间存在的函数关系一般用数据表格的形式给出。本文根据垂直平板绕流阻力实验数据和对称薄翼型全攻角绕流实验数据,分析得到了平板大攻角绕流总压力及其升力分量和阻力分量系数的近似计算公式。结果表明:平板总压力系数约等于攻角正弦值的2倍;总压力的阻力分量系数约等于攻角正弦值平方的2倍;升力分量系数约为攻角2倍的正弦值。计算结果与两组试验数据具有较好的一致性。; 姜海波曹树良程忠庆; 关键词：平板大攻角绕流升力系数总压力

细长旋成体大攻角绕流非对称性及其微型射流控制研究: 本文通过对细长旋成体有攻角绕流流场的数值模拟，研究了细长旋成体有攻角绕流流场结构和气动力特性内在的一些规律，探讨了头部微小扰动对细长旋成体大攻角绕流的影响情况，提出了一种利用微型射流涡流器来对细长旋成体大攻角绕流非对称性...; 管小荣; 关键词：细长旋成体大攻角射流控制绕流流场; 文献传递

导弹大攻角绕流数值模拟中湍流模型确认研究被引量：2: 2008年; 通过数值求解雷诺平均N-S方程,采用S-A,SST和W&J CC EARSMHellstenk-ω三种湍流模型模拟了十字翼导弹在超声速大攻角下的流场。轴向及纵向站位的物面压力分布和实验数据的对比表明:湍流模型对物面压力分布影响较大,靠近壁面的二次分离涡的模拟精度和湍流模型密切相关。不同站位截面分离流线表明,空间主体涡结构受湍流模型影响不明显。; 李中武; 关键词：湍流模型分离涡

三角翼大攻角绕流的数值模拟: 采用FINE/HEXA非结构网格流场计算软件包对前缘后掠角为65°的三角翼飞行器在低速大攻角条件下的绕流进行了数值模拟。计算结果发现,两种攻角下均从三角翼前缘卷起一对螺旋形集中涡,攻角为15度时旋涡未发生破裂,流动对称,...; 康顺杜永乐祁明旭; 关键词：三角翼大攻角数值模拟涡破裂; 文献传递

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