期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到1,746篇文章
< 1 2 … 88 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
考虑边界层分离的隧道侧向集中排烟有效空间及效率研究
1
作者 朱代强 徐湃 +2 位作者 蒋树屏 刘奕显 刘灿 《铁道科学与工程学报》 北大核心 2025年第2期817-828,共12页
侧向集中排烟模式在隧道火灾排烟系统设计中备受青睐,其应用前景广阔。然而,烟气沿“隧道-排烟口-排烟道”流动时将不可避免地发生边界层分离,造成有效排烟空间减小,影响排烟效率。为揭示边界层分离影响下侧向集中排烟有效空间及排烟效... 侧向集中排烟模式在隧道火灾排烟系统设计中备受青睐,其应用前景广阔。然而,烟气沿“隧道-排烟口-排烟道”流动时将不可避免地发生边界层分离,造成有效排烟空间减小,影响排烟效率。为揭示边界层分离影响下侧向集中排烟有效空间及排烟效率,以某3车道沉管隧道为例,开展不同火源热释放速率下1∶10缩尺模型试验和FDS数值模拟。通过观测分析排烟口及排烟道内3个边界层分离区域,提出考虑边界层分离区体积的有效排烟空间量化方法,量化排烟风量、排烟口宽高比、排烟口布设高度影响下有效排烟空间和排烟效率大小。从单组排烟口与排烟系统2个角度,分析排烟口、排烟道有效排烟空间与排烟效率的关系,得到排烟口与排烟策略的优化设计参数。研究结果表明:排烟口内有效排烟空间与排烟效率受排烟口参数和排烟策略的影响强于排烟道内,且受排烟口参数的影响强于排烟策略;排烟效率不仅与有效排烟空间相关,还与排烟速率密切相关,应重点关注排烟口内边界层分离及排烟速率对排烟效率的影响;火源热释放速率50 MW时,排烟口宽高比2∶1、排烟口布设高度5.75 m、排烟风量360 m~3/s为侧向集中排烟系统优化设计参数。研究成果可为充分挖掘侧向集中排烟潜能提供参考,为实现隧道火灾高效排烟提供依据。 展开更多
关键词 隧道火灾 侧向集中排烟模式 边界层分离 有效排烟空间 排烟效率
在线阅读 下载PDF
大气边界层中风力机载荷及功率特性的实验研究
2
作者 郭兴铎 李银然 +2 位作者 李仁年 魏魁 马清东 《太阳能学报》 北大核心 2025年第1期9-16,共8页
该文在风洞中构建出两种平均风切变指数和湍流强度的大气边界层风场,并开展均匀来流和大气边界层条件下风力机载荷及功率特性的实验研究。结果表明:风力机偏航运行时,机组轴向载荷减小,疲劳载荷增大,随着偏航角增大,风轮功率系数减小,... 该文在风洞中构建出两种平均风切变指数和湍流强度的大气边界层风场,并开展均匀来流和大气边界层条件下风力机载荷及功率特性的实验研究。结果表明:风力机偏航运行时,机组轴向载荷减小,疲劳载荷增大,随着偏航角增大,风轮功率系数减小,最优叶尖速比降低。在大气边界层来流条件下,风轮平均倾覆力矩系数和功率系数较均匀来流增大,机组疲劳载荷、极端载荷,及输出功率的非定常特性显著增加,且功率系数的概率分布更符合高斯分布。此外,风轮功率系数频谱与大气边界层来流速度频谱存在一定程度的关联性,在耦合区间出现Φ_(p)/Φ_(u)-f^(-2)的幂率关系。而功率系数频谱在超过约3倍转频后基本维持水平趋势,表明湍流来流与输出功率的调制作用在该频率处开始解耦,解耦后风力机功率输出受湍流来流的影响较弱,其功率谱响应主要取决于风轮的自身特性。 展开更多
关键词 水平轴风力机 大气边界层 湍流 功率 载荷 风洞实验
在线阅读 下载PDF
对流边界条件下超临界流体层流边界层相似解
3
作者 李桢 杨瑞 +1 位作者 赵玉新 汪元 《推进技术》 北大核心 2025年第1期50-59,共10页
在超燃冲压发动机中,燃烧室和尾喷管内的高温燃气使再生冷却通道中的流体达到超临界状态,即在对流边界条件下形成超临界流体边界层,但其基本特性尚未明晰。为此,本文通过相似性解法计算了具有对流边界条件的超临界二氧化碳(SCO_(2))平... 在超燃冲压发动机中,燃烧室和尾喷管内的高温燃气使再生冷却通道中的流体达到超临界状态,即在对流边界条件下形成超临界流体边界层,但其基本特性尚未明晰。为此,本文通过相似性解法计算了具有对流边界条件的超临界二氧化碳(SCO_(2))平板层流边界层,来流压力为8 MPa。文中定义了热对流系数Mθ和局部对流换热常数c,它们分别与平板下表面热流体的温度及对流换热系数呈正相关,并分析了Mθ和c对边界层速度及温度剖面的影响。当c极小时,该问题可退化为绝热壁工况;相反,当c足够大时,它的表征类似于等温壁工况。随着Mθ和c的增大,壁面热流也增大;若来流温度为亚临界,此时边界层将出现跨临界机制,使壁面努塞尔数加剧降低。 展开更多
关键词 超临界流体 对流边界条件 层流边界层 相似解 壁面传热
在线阅读 下载PDF
基于积分形式的湍流边界层壁面摩擦速度预测方法
4
作者 孟响 卢兆麟 +1 位作者 李栋 张凯 《力学学报》 北大核心 2025年第1期43-54,共12页
湍流边界层流动广泛存在于自然界、航空航天以及环境工程等领域.壁面摩擦速度是湍流边界层理论研究和工程应用中的一个重要参数,对其进行准确预测具有十分重要的科学意义和工程价值.文章基于雷诺平均动量方程提出了一种利用湍流边界层... 湍流边界层流动广泛存在于自然界、航空航天以及环境工程等领域.壁面摩擦速度是湍流边界层理论研究和工程应用中的一个重要参数,对其进行准确预测具有十分重要的科学意义和工程价值.文章基于雷诺平均动量方程提出了一种利用湍流边界层平均速度和雷诺应力剖面预测壁面摩擦速度的积分方法.该方法仅需要同一流向位置、边界层外层的平均流场分布,显著降低了对近壁面流场数据的依赖性.通过文献中大量的直接数值模拟和实验数据验证,该方法的相对误差在±3%以内,且受积分上下限以及边界层厚度等模型参数的影响较小.通过与文献中具有相似积分形式的壁面摩擦速度预测方法比较,发现湍流边界层壁面摩擦速度预测方法的精度与选取的总切应力模型密切相关.本文提出的壁面摩擦速度预测方法适用于不可压缩、零压力梯度光滑及粗糙壁面湍流边界层流动,具有精度高和鲁棒性强等特点,研究结果可为航空航天及能源动力等领域重大工程应用中湍流壁面摩擦阻力的准确预测和调控提供理论指导. 展开更多
关键词 壁面摩擦速度 湍流边界层 直接数值模拟 实验测量
在线阅读 下载PDF
基于STAR-CCM+的边界层对航行器阻力预报影响分析
5
作者 王海旭 张敏革 +1 位作者 张璇 王新锐 《舰船科学技术》 北大核心 2025年第1期59-64,共6页
利用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法,以SUBOFF模型为例,基于STARCCM+软件,采用Standard k-ε湍流模型对不同边界层进行阻力预报,并将计算结果与SUBOFF模型的实验结果进行对比分析,在网格数量无关性的前提下,探究... 利用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法,以SUBOFF模型为例,基于STARCCM+软件,采用Standard k-ε湍流模型对不同边界层进行阻力预报,并将计算结果与SUBOFF模型的实验结果进行对比分析,在网格数量无关性的前提下,探究边界层第一层高度、最少网格层数、边界层总厚度分别对计算精度的影响。结果表明,增加边界层第一层高度相对减少高度对误差的影响更低,增加17倍时误差仍在5%以内;最少网格层数整体上对计算影响不大,层数波动20%,计算误差同样低于5%;边界层总厚度不起决定性作用,但相对更充足的总厚度利于计算精度。 展开更多
关键词 阻力预报 边界层 数值仿真
在线阅读 下载PDF
有攻角圆锥边界层横流失稳分析
6
作者 刘姝怡 陈曦 +2 位作者 万兵兵 陈坚强 黄刚雷 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期86-95,I0002,共11页
横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensio... 横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensional parabolized stability equations,PSE3D)从多维稳定性分析的角度开展了横流失稳分析,并与一维线性稳定性理论(linear stability theory,LST)和直接数值模拟(direct numerical simulation,DNS)结果进行对比。结果显示,横流模态主要分布在背风面,但随着幅值的增长,模态扰动仍可显著影响迎风面区域;非定常横流模态比准定常横流模态更不稳定,且波角更小;相较于BiGlobal,基于PSE3D得到的N值略低,但两者主频相近,表明非平行效应削弱了横流扰动的增长,但并不改变扰动主频;基于LST的N值远大于全局稳定性分析得到的N值,一方面体现了两种方法对扰动增长定义的差异,另一方面也反映了三维效应的影响,因此不同的稳定性分析方法对确定转捩的N值影响显著。 展开更多
关键词 边界层转捩 横流失稳 稳定性分析 有攻角圆锥
在线阅读 下载PDF
边界层吸入对S形进气道流场畸变影响的数值研究
7
作者 傅文广 肖磊 孙鹏 《中国民航大学学报》 2025年第1期33-40,共8页
为研究边界层吸入(BLI,boundarylayeringestion)对S形进气道流场畸变的影响,本文设计了短扩压、小偏距的S形进气道,分析了边界层吸入对S形进气道流场特性的影响,进一步研究了吸入不同厚度边界层对出口流场的影响。结果表明,边界层吸入时... 为研究边界层吸入(BLI,boundarylayeringestion)对S形进气道流场畸变的影响,本文设计了短扩压、小偏距的S形进气道,分析了边界层吸入对S形进气道流场特性的影响,进一步研究了吸入不同厚度边界层对出口流场的影响。结果表明,边界层吸入时,进气道内流体的三维分离流动产生对涡旋流畸变区,使低能流体在进气道底部堆积,在出口位置形成特有的下凹形状总压畸变区。随着吸入边界层厚度的增加,进气道流通能力下降,出口截面处总压畸变强度和范围都增大,而旋流畸变范围小幅增加,旋流强度无显著变化。 展开更多
关键词 边界层吸入S形进气道 总压畸变 旋流畸变
在线阅读 下载PDF
升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验 被引量：1
8
作者 陈久芬 徐洋 +3 位作者 蒋万秋 凌岗 段茂昌 张毅锋 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期98-106,共9页
在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×... 在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×10^(7)m^(–1),马赫数为5~8,迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布,得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明:在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩;随着单位雷诺数增大,横流转捩效应增强,模型下表面和上表面温升增大,转捩阵面前移,转捩区域扩大;随着马赫数增大,横流转捩效应减弱,转捩位置后移,转捩区域显著减小;不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近,但上、下表面的转捩N值不同(下表面约为6,上表面约为2.5),侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。 展开更多
关键词 升力体 高超声速风洞 边界层转捩 红外热图 e^(N)方法
在线阅读 下载PDF
高速平板边界层中定常条带的前缘感受性 被引量：1
9
作者 刘洋 赵磊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期14-26,I0001,共14页
来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩。本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过... 来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩。本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过直接数值模拟验证了HLNS方法的可靠性。针对马赫数4.8的高速平板边界层,分析了零频涡波激发定常条带的前缘感受性过程及定常条带的演化规律。研究结果表明,边界层外的自由流涡扰动对边界层条带的发展存在持续的激励作用;对于固定展向波数的自由流涡波,法向波数为0时激发的条带幅值最大;自由流涡波的法向波数在小于临界角度时仅影响条带的幅值,而不影响条带扰动的形函数剖面。随着当地雷诺数的增加,条带的幅值演化和形函数剖面呈现出很好的相似性;当地无量纲展向波数β=0.18时,归一化幅值最大。 展开更多
关键词 定常条带 前缘感受性 自由流涡波 HLNS方法 高速边界层
在线阅读 下载PDF
激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术
10
作者 黄伟 吴瀚 +2 位作者 钟翔宇 杜兆波 柳军 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期49-61,共13页
从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控... 从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。 展开更多
关键词 自适应流动控制 激波/湍流边界层干扰 高超声速飞行器 自主决策 分离 热流峰值
在线阅读 下载PDF
壁面局部动态扰动作用下湍流边界层多尺度相互作用
11
作者 张宇 唐湛棋 +1 位作者 崔晓通 姜楠 《气体物理》 2024年第5期19-29,共11页
对比分析大尺度高速/低速来流背景下,多种尺度间的相互作用,讨论通过主动减阻控制系统间歇输入能量实现流场减阻控制的可行性。实验使用压电振子对湍流边界层施加周期性局部扰动,同步采集压电振子上游固定探针和下游移动探针(沿法向高... 对比分析大尺度高速/低速来流背景下,多种尺度间的相互作用,讨论通过主动减阻控制系统间歇输入能量实现流场减阻控制的可行性。实验使用压电振子对湍流边界层施加周期性局部扰动,同步采集压电振子上游固定探针和下游移动探针(沿法向高度移动)的流场信息。通过对压电振子上、下游不同尺度脉动速度信号的相关性分析,确定上下游信号的时空关系。通过预乘能谱图确定扰动信号及其高次谐波,并划分不同信号尺度。着重讨论大尺度高速/低速来流背景下,大尺度与扰动尺度、扰动尺度与小尺度的相互作用,发现大尺度高速背景对扰动信号有幅值调制作用。大尺度高速/低速来流背景下,扰动信号与小尺度信号存在固定的相位对应关系,且不受来流背景影响。明确以压电振子对流场进行主动间歇性控制时,在大尺度高速来流背景下施加局部动态扰动具有更好的调制控制效果。 展开更多
关键词 湍流边界层 压电振子 双通道热线测速 相关性分析
在线阅读 下载PDF
基于小波多尺度分析大气边界层高度提取方法研究
12
作者 李猛 李佳欣 +2 位作者 郭心骞 吴德成 刘苏悦 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2024年第5期164-172,共9页
大气边界层物理演变特征及复杂边界层结构对大气污染过程的影响机制研究中,迫切需要边界层精细化结构的探测手段。通常使用梯度法和小波协方差变换法的方式进行边界层高度提取,但由于该方式容易受到噪声和气溶胶层结构的影响,实验误差... 大气边界层物理演变特征及复杂边界层结构对大气污染过程的影响机制研究中,迫切需要边界层精细化结构的探测手段。通常使用梯度法和小波协方差变换法的方式进行边界层高度提取,但由于该方式容易受到噪声和气溶胶层结构的影响,实验误差较大。提出使用小波多尺度分析方法细化边界层特征结构,从而筛选出有效的细节信息,提高对探索边界层高度的准确性。此外,基于GBQ L-01激光雷达设备实测合肥地区全天气溶胶分布情况,使用小波多尺度分析方法分析对应的平行分量距离平方矫正信号、垂直分量距离平方矫正信号和退偏振比全天分布情况。实验结果表明,该方法准确性高,与梯度法、小波协方差法相比具有更高的稳定性与连续性。对特殊时间点进行数据分析,明确主要影响边界层高度的主要因素,并确定各个时间段的大气边界层高度值。 展开更多
关键词 激光雷达 大气边界层 小波多尺度分析 精细结构 高时空分辨率
在线阅读 下载PDF
基于多种分析方法的低压涡轮边界层流动特性研究
13
作者 孙爽 黄禛 +3 位作者 康晋辉 孙小鹏 王茂茂 卢乐晗 《中国民航大学学报》 CAS 2024年第5期36-44,共9页
为探究航空发动机低压涡轮吸力面边界层受尾迹影响下的非定常流动特性,本文采用商用软件CFX 15.0进行数值模拟,并使用具有上游尾迹模拟功能的叶栅实验台进行了实验验证。首先,在保持轴向转速不变的情况下,调整上游尾迹杆转速实现了3种... 为探究航空发动机低压涡轮吸力面边界层受尾迹影响下的非定常流动特性,本文采用商用软件CFX 15.0进行数值模拟,并使用具有上游尾迹模拟功能的叶栅实验台进行了实验验证。首先,在保持轴向转速不变的情况下,调整上游尾迹杆转速实现了3种不同的上游尾迹折合频率。其次,利用数值模拟得到了3种工况下低压涡轮吸力面边界层流场数据并进行对比分析,分析中特别使用了本征正交分解(POD,proper orthogonal deco-mposition)、动态模态分解(DMD,dynamic mode decomposition)和傅里叶模态分解(FMD,Fourier mode decomposition)3种新式流场分析方法。结果表明,在3种折合频率下,尾迹中心通过分离区域时,其距离叶面的高度差别较大,尾迹作用下的吸力面边界层中尾迹的影响程度与识别到的主要特征也存在较大差别。 展开更多
关键词 低压涡轮 边界层 尾迹 分离 卷升涡
在线阅读 下载PDF
微槽-波纹壁面对平板边界层第一/二模态波影响研究
14
作者 黄文锋 涂国华 +2 位作者 陈曦 李晓虎 陈坚强 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期1970-1982,共13页
高速边界层转捩会使飞行器表面的热流和摩阻显著增加,延迟边界层转捩对飞行器降热减阻具有重要意义.在以第二模态主导的高速边界层转捩过程中,适当位置布置的波纹壁和微槽道均能够有效地抑制第二模态的增长,从而达到延迟边界层转捩的效... 高速边界层转捩会使飞行器表面的热流和摩阻显著增加,延迟边界层转捩对飞行器降热减阻具有重要意义.在以第二模态主导的高速边界层转捩过程中,适当位置布置的波纹壁和微槽道均能够有效地抑制第二模态的增长,从而达到延迟边界层转捩的效果.研究了微槽-波纹组合壁面对马赫数4.5平板边界层稳定性的影响,通过改变微槽的开槽方向(垂直壁面和竖直向下)、开槽数、孔隙率、开槽深度以及开槽位置等方式,考察了这些微槽参数对第一/二模态波的作用效果.研究结果表明:相比光滑波纹壁面,微槽-波纹组合壁面促进了第一模态波的增长,增强了对低频第二模态波的抑制效果,对高频第二模态波的抑制效果没有明显的提高;开槽方向对微槽-波纹组合壁面的控制效果没有明显影响;开槽位置对微槽-波纹组合壁面的控制效果有显著影响,在波纹壁波峰处开槽时增强对第二模态波的抑制效果,但同时也会促进第一模态波的发展. 展开更多
关键词 高速流动 边界层转捩 流动控制 延迟转捩 边界层稳定性
在线阅读 下载PDF
基于线阵列的湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱模型实验研究 被引量：3
15
作者 赵鲲 章荣平 +2 位作者 杨玫 王勋年 余荣科 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期15-34,I0001,共21页
湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱建模是流动噪声领域十分关注的问题。研究首先总结归纳了近60年来的11种波数-频率谱预测模型,并按照模型的理论基础和表达形式划分为四类:Corcos类模型、不可压缩理论基模型、可压缩理论基模型和其他... 湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱建模是流动噪声领域十分关注的问题。研究首先总结归纳了近60年来的11种波数-频率谱预测模型,并按照模型的理论基础和表达形式划分为四类:Corcos类模型、不可压缩理论基模型、可压缩理论基模型和其他类模型。然后,开展声学风洞线阵列实验并对各预测模型进行展向方向波数积分,分别获得了流向方向的湍流边界层壁面脉动压力波数-频率谱实验测量结果与模型预测结果。最后,按照Corcos类模型与非Corcos类分别开展对比研究,分析研究了四类11种模型预测能力。研究结果表明:线阵列测量可以有效获得流向方向的波数-频率谱,并可用于校验各预测模型精度;在6个Corcos类模型选取时,需根据所关心的频率、波数范围及表达式计算复杂程度选取合适的预测模型;5个非Corcos类模型能够直接预测波数-频率谱,不需要自谱模型输入,较Corcos类模型具有较大优势,其中综合考虑Chase I模型最优,Chase II具备声学区边界预测能力。 展开更多
关键词 湍流边界层 脉动压力 波数-频率谱 声学风洞 线阵列
在线阅读 下载PDF
水下航行体首部边界层转捩噪声源定位研究 被引量：1
16
作者 徐琛 李晓东 +2 位作者 柏宝红 黄红波 刘建华 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期52-58,共7页
为研究水下航行体首部边界层转捩区的噪声特性及声源位置,本文采用缩比SUBOFF模型在高速水洞中开展了试验研究。水洞试验段来流速度为3~7 m/s,基于模型长度的雷诺数为10^(7)量级,首部表面布置14支脉动压力传感器,测量了首部层流边界层... 为研究水下航行体首部边界层转捩区的噪声特性及声源位置,本文采用缩比SUBOFF模型在高速水洞中开展了试验研究。水洞试验段来流速度为3~7 m/s,基于模型长度的雷诺数为10^(7)量级,首部表面布置14支脉动压力传感器,测量了首部层流边界层、转捩和湍流边界层的脉动压力场。为定位声源位置,采用传声器阵列进行了水下航行体首部主要噪声源的三维声源定位,定位方法为基于小波变换的函数波束形成方法。试验结果表明:随着来流速度增大,首部边界层转捩起始位置不断向前移动,同时脉动压力频谱中的中频分量显著增加。声源定位结果表明:水下航行体首部主要噪声源呈三维环形分布,且声源所在流向位置与边界层转捩区位置基本重合,表明边界层转捩区是水下航行体首部的主要噪声源。 展开更多
关键词 水下航行体 边界层转捩 水动力噪声 导流罩 自噪声 三维声源定位 噪声源
在线阅读 下载PDF
面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化及应用
17
作者 杨茂桃 郭明明 +3 位作者 田野 易淼荣 乐嘉陵 张华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期44-55,共12页
为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题和机器学习方法在湍流模型参数辨识中的有效性,提出一种面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化方法,以Kriging代理模型传播参数不确定量化过程,基于贝叶斯框架构建似然函数作为评判标准,最后利用粒... 为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题和机器学习方法在湍流模型参数辨识中的有效性,提出一种面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化方法,以Kriging代理模型传播参数不确定量化过程,基于贝叶斯框架构建似然函数作为评判标准,最后利用粒子群优化算法近似获取参数的最大似然估计并进行参数验证。结果表明,通过校准大角度(24°)压缩拐角获取的湍流模型参数,可以应用到相同条件下相对较小的小角度(20°,16°和8°)压缩拐角,获取的壁面压力、摩阻系数和速度剖面均与试验值基本吻合。在Ma=2.85下校准的壁面压力,均方根误差由60.29%下降到16.56%。将大角度下获取的参数应用到Ma=2.9和不同的入射边界层厚度的条件下,获取的壁面压力和速度剖面仍与试验值基本吻合,验证了小范围马赫数内湍流模型参数的适用性。 展开更多
关键词 激波/边界层干扰 数据同化 SST湍流模型 贝叶斯优化 参数辨识 普适性分析
在线阅读 下载PDF
翼身融合布局飞机分布式推进边界层吸入效应影响研究
18
作者 邱奥祥 桑为民 +3 位作者 张桐 安博 李栋 张彬乾 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2448-2467,共20页
翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI... 翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI)效应影响下的绕流流场进行了数值研究.首先,将翼身融合布局民机分布式BLI推进构型简化为涵道风扇-机翼段耦合构型,计算涵道风扇质量流率小于1、等于1以及大于1的3个工况,对比分析了滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型法的流场细节、计算精度以及计算效率.其次,建立分布式BLI推进-机翼耦合构型,对此构型不同转速下的绕流流场进行对比分析,探究并验证所建立的分布式BLI推进系统抑制分离的能力.最后,将分布式BLI推进安装于翼身融合布局飞机概念方案NPU-BWB-300机翼与机身的融合段,探究其对NPU-BWB-300绕流流场的影响.研究结果表明:滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型方法均可以较好地刻画涵道风扇边界层吸入效应的流场细节;所建立的分布式BLI推进系统具备抑制分离的能力,将其应用于NPU-BWB-300也可以取得较为明显地改善分离流场的效果. 展开更多
关键词 翼身融合布局 分布式推进 涵道风扇 边界层吸入效应 体积力模型
在线阅读 下载PDF
亚声速可压缩流场叶片边界层热线测速方法研究
19
作者 张洲 项效镕 +3 位作者 王立志 佟鑫 赵巍 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期222-232,共11页
为了能够开发一种简单有效的亚声速可压缩流场叶片边界层速度测量方法,从而为叶型设计和相关数值研究工作提供支撑,本文围绕热线风速测量技术,针对可压缩流场密度变化对热线标定结果的影响,以及实际测量中速度、密度耦合而无法直接获取... 为了能够开发一种简单有效的亚声速可压缩流场叶片边界层速度测量方法,从而为叶型设计和相关数值研究工作提供支撑,本文围绕热线风速测量技术,针对可压缩流场密度变化对热线标定结果的影响,以及实际测量中速度、密度耦合而无法直接获取的问题,通过理论分析,提出了适用于边界层测量的恒定压力热线标定方法和引入叶表稳态静压进行速度解耦的方法,并对所提出方法的主要误差进行了分析评估。在此基础上进行了热线标定和边界层速度测量试验验证,明确了恒定压力热线标定数学模型系数随压力的线性变化规律,同时针对温度非线性影响提出了一种基于过热比调整的修正方法,该方法能够将约13℃的温度偏差对热线电压的影响降低到1%以内,进一步简化了恒定压力热线标定流程,结合基于叶表稳态静压的速度解耦方法,为亚声速可压缩流场叶片边界层瞬态速度测量提供了一种简单可行的高频响测速方法。 展开更多
关键词 压气机 边界层 热线风速仪 可压缩流场 叶栅
在线阅读 下载PDF
可压缩边界层的入口合成湍流生成方法
20
作者 王天 孙东 +3 位作者 郭启龙 李辰 袁先旭 李博 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期45-57,共13页
在壁湍流中开展RANS-LES方法混合模拟时,入口处添加合理的湍流脉动能够缩短流场向完全湍流的发展距离,提高数值模拟精度以及节省计算资源.采用SA-IDDES方法对槽道湍流和可压缩湍流边界层开展了数值模拟研究,对比了3种较为常用的合成湍... 在壁湍流中开展RANS-LES方法混合模拟时,入口处添加合理的湍流脉动能够缩短流场向完全湍流的发展距离,提高数值模拟精度以及节省计算资源.采用SA-IDDES方法对槽道湍流和可压缩湍流边界层开展了数值模拟研究,对比了3种较为常用的合成湍流方法对流场发展的影响,包括合成湍流生成器(STG)、数字滤波法(DFM)和合成涡方法(SEM);研究了不同合成湍流入口条件下流场壁面摩阻、流场结构、雷诺应力的发展过程,评估了各方法在壁湍流中的表现.其中在不可压槽道湍流和可压缩湍流边界层的模拟中,STG方法展现了较短的摩阻恢复距离,流场结构与雷诺应力发展相比DFM也有一定的优势.在高马赫数湍流边界层的数值模拟中,忽略热力学量脉动可能会降低合成边界层脉动恢复到物理真实脉动的速度.因此,文章进一步基于STG给出的速度脉动,在入口处通过若干强雷诺比拟方法(SRA,GSRA和HSRA)添加热力学脉动量,对比研究了对可压缩湍流边界层流场发展的影响,结果显示是否添加热力学脉动对于流场摩阻和雷诺应力发展影响较小,但对流场中的热力学量影响显著,其中GSRA下流场热力学量恢复得最快. 展开更多
关键词 合成湍流 入口边界条件 可压缩性 湍流边界层
在线阅读 下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 88 下一页 到第 页
关于我们 | 版权声明 | 联系我们 | 帮助中心| 意见反馈
主办单位：上海市教育委员会
技术支持：重庆维普资讯有限公司
渝公网安备 50019002500403号
使用帮助 返回顶部