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题名等离子体激励参数对圆柱绕流影响的风洞实验研究
被引量：3
- 1
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作者
王建明
江海亮
明晓杰
常文博
王成军
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机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部
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出处
《科学技术与工程》
北大核心
2017年第35期149-155,共7页
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基金
国家自然科学基金(51476106)
辽宁省一流特色学科(15021540)资助
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文摘
为研究等离子体的激励参数对圆柱绕流的影响,在低速风洞中进行介质阻挡放电(DBD)等离子体激励控制圆柱绕流的实验。风速V_∞=8 m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=8.6×10~4。圆柱绕流的烟线流动显示、圆柱壁面和尾迹压力的测量和分析表明脉冲激励参数的变化对圆柱绕流的影响在尾流宽度、壁面静压分布、圆柱阻力、尾迹压力分布三方面均有所体现。激励频率在400 Hz左右时流动控制效果最佳。占空比在40%~80%范围内,流动控制效果较好。激励电压在9.2~13.2 kV区间内存在放电启动的临界电压值,在22~25.5 k V范围内激励效果最优。边界层分离点附近区域,激励对壁面静压和流速的影响较为显著。
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关键词
风洞实验
圆柱绕流
流动控制
等离子体
激励参数
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Keywords
wind tunnel experiment
flow around a circular cylinder
flow control
plasma
actuation parameter
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名转子系统非协调进动在波德图中的响应分析
被引量：2
- 2
-
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作者
唐振寰
周海仑
成晓鸣
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机构
中国航空动力机械研究所结构强度研究部
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
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出处
《机械设计与制造》
北大核心
2018年第4期84-86,共3页
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基金
国家自然科学基金(51505300)
航空科学基金(2014ZB54008)
辽宁省自然科技基金(2015020126)
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文摘
为了研究带挤压油膜阻尼器的转子系统其非线性振动在Bode图中的响应,建立了挤压油膜阻尼器与转子系统的耦合动力学模型。结合庞加莱图、分岔图、频谱图以及轴心轨迹图等,开展研究。结果表明,转子系统在接近二阶临界转速时,转子振幅明显增加,转子系统进入非协调进动状态,此时在Bode图上表现为"双峰值"现象。通过改变油膜间隙或者滑油粘度,可以改变转子系统非协调进动转速的范围,但是在Bode图上的双峰值现象仍然比较明显。而采用带浮动环的挤压油膜阻尼器,不但可以有效地抑制转子系统的非协调进动响应,而且在Bode图使得转子系统的二阶临界转速处振动幅值明显减小,"双峰值"现象消失。
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关键词
挤压油膜阻尼器
非线性
BODE图
双峰值
-
Keywords
Squeeze FilmDamper
Nonlinear
Bode Diagram
Double Peak Value
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分类号
TH16
[机械工程—机械制造及自动化]
V231.96
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名利用W型槽提高气膜冷却效率机理
被引量：12
- 3
-
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作者
李广超
陈钰恺
刘永泉
杜治能
张魏
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机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第3期520-526,共7页
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基金
国家自然科学基金(51306126
51406124)
+1 种基金
航空科学基金(2012ZB54006)
辽宁省自然科学基金(2015020112)
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文摘
为了探讨圆柱孔出口开有W型槽结构的气膜冷却机理,数值模拟研究了W型槽与横向槽下游流场、温度场及气膜冷却效率。分析了W型槽深度对气膜冷却效率的影响。结果表明：相比于横向槽,W型槽结构展向平均气膜冷却效率提高70%~130%。随着W型槽深度增加,气膜孔出口下游的对漩涡减弱,两侧的附加漩涡增强,最终形成一对反向对漩涡。小吹风比0.5时,三种W型槽深结构的展向平均气膜冷却效率差别小于8%;大吹风比1.5时,槽深0.5D（D为气膜孔孔径）结构展向平均气膜冷却效率高于槽深0.25D结构的展向平均气膜冷却效率75%~150%。槽深0.5D和0.75D结构的展向平均气膜冷却效率基本相同,差别小于3%。
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关键词
涡轮叶片
薄膜冷却
冷却效率
涡对
W型槽
-
Keywords
Turbine blades
Film cooling
Cooling effectiveness
Vortex pair
W-shape slot
-
分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名压气机叶栅叶顶间隙流的动力学模态分解
被引量：5
- 4
-
-
作者
王建明
王涵
桂琳
-
机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第3期520-527,共8页
-
基金
国家自然科学基金(51476106)
-
文摘
为了研究低速孤立压气机叶栅叶顶间隙流的非定常运动型态,采用大涡模拟(LES)技术对流场进行数值模拟,并运用动力学模态分解(DMD)技术对x/c=1.0677弦长处S3截面叶顶二次流速度场进行模态分析。结果表明:动力学模态分解(DMD)能够得到速度场的定常模态和不同频率下的主要振荡特征。同时揭示了频率为f1=824.9Hz的一阶振荡主要表现为泄漏涡的低频周期性生成与退化;而频率为f2=9807.2Hz的二阶振荡是由叶顶移动端壁形成剪切层内的不稳定造成的,主要表现为泄漏涡的振荡与分裂。
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关键词
动力学模态分解
叶顶间隙流
叶顶泄漏涡
移动端壁
-
Keywords
Dynamic mode decomposition
Tip clearance flow
Tip leakage vortex
Moving end-wall
-
分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名圆孔-半椭圆槽组合结构气膜冷却机理
被引量：7
- 5
-
-
作者
李广超
周帅
刘永泉
杜治能
张魏
-
机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
中国航发沈阳发动机研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第3期605-611,共7页
-
基金
国家自然科学基金(51406124)
辽宁省自然科学基金(201602576)
-
文摘
为了探讨半椭圆槽改善圆孔射流气膜冷却机理,数值模拟研究了圆孔-半椭圆型槽组合结构下游流场、温度场及气膜冷却效率。分析了不同吹风比下半椭圆槽深度对气膜冷却特性的影响。结果表明:吹风比0.5和1.5时,和锯齿槽相比,半椭圆槽更容易形成反向对漩涡,展向平均气膜冷却效率提高5%~119%。随着半椭圆槽深度的增加,孔间区域的气膜冷却效率提高,展向气膜冷却效率分布更均匀。吹风比0.5时,槽深度对半椭圆槽展向平均气膜冷却效率的影响很小,三种槽深的差距在15%以内。吹风比1.5时,半椭圆槽深度为0.5倍孔径的展向平均气膜冷却效率最佳,分别比槽深度为0.25倍和0.75倍孔径的半椭圆槽高55%~107%和2%~16%。
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关键词
气膜冷却
半椭圆槽
涡轮叶片
冷却效率
对漩涡
-
Keywords
Film cooling
Semi-elliptical slot
Turbine blade
Cooling effectiveness
Vortex pair
-
分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名方柱/板结合部马蹄涡流动结构的动力学模态分解
被引量：2
- 6
-
-
作者
王建明
明晓杰
王涵
马阳
王成军
-
机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
-
出处
《应用数学和力学》
CSCD
北大核心
2018年第1期64-76,共13页
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基金
国家自然科学基金(51476106)
辽宁省一流特色学科(15021540)~~
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文摘
方柱/板结合部区域的马蹄涡系统存在多频流动现象.为了研究各频率所对应的振荡规律及其潜在的动力学信息,对方柱/板结合部处于周期振荡流动状态的马蹄涡系流动结构进行数值模拟,发现处于周期振荡流动状态的马蹄涡系为倍频流动现象.运用动力学模态分解(DMD)技术对方柱体上游对称面上的速度场进行模态分解,将所得到的第1、2、3阶模态分别叠加到平均流模态进行模态重构并在时域上进行推进演化分析.结果表明:周期振荡马蹄涡系以不同尺度马蹄涡间的相互卷并为主,发现了马蹄涡间不同的卷并方式.
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关键词
方柱/板结合部
马蹄涡
周期振荡流动
动力学模态分解
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Keywords
square prism-plate junction
horseshoe vortex
periodical oscillatory flow
dynam- ic mode decomposition （DMD）
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分类号
O351.2
[理学—流体力学]
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题名双向扩张孔出口宽度对气膜冷却特性影响
被引量：1
- 7
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作者
李广超
付建
张魏
寇志海
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机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
北京航空航天大学能源与动力工程学院
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第11期2088-2096,共9页
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基金
国家自然科学基金(51306126)
航空科学基金(2012ZB54006)
辽宁省自然科学基金(2015020112)
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文摘
采用窄带液晶瞬态测温技术,研究了圆柱孔和不同出口宽度双向扩张孔气膜冷却特性。主流雷诺数为6500,吹风比为1.0和2.0。双向扩张孔入口宽度为1.5倍孔径,出口宽度分别为1.5倍、2.0倍和2.5倍孔径。结果表明:吹风比为1.0时,出口宽度对气膜冷却效率和换热系数二维分布影响较小。吹风比2.0时,增加出口宽度不仅改变了气膜冷却效率和换热系数分布,还增大了径向平均冷却效率值,减小了径向平均换热系数值。双向扩张孔出口宽度增大到2.5倍孔径时,面平均冷却效率较圆柱孔增加118.2%,面平均换热系数降低14.3%。吹风比为2.0时,与圆柱孔相比,出口宽度增加逐渐改变了气膜冷却效率和换热系数二维分布。双向扩张孔出口宽度增大到2.5倍孔径时,面平均冷却效率增加了219.4%,面平均换热系数降低了27.2%。
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关键词
瞬态测量
热色液晶
图像处理
气膜冷却
冷却效率
换热系数
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Keywords
Transient measurement
Thermochromic liquid crystal
Image processing
Film cooling
Cooling effectiveness
Heat transfer coefficient
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分类号
V435.12
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名高亚声速近壁流场模拟装置研究
被引量：1
- 8
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作者
徐让书
林锐
李国文
李光里
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机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2013年第2期209-212,共4页
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基金
激光与物质相互作用国家重点实验室开放基金课题(SKLLIM1001-02)
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文摘
采用计算流体力学方法对用于激光辐照热效应实验研究的高亚声速流场模拟装置的近壁流场进行了数值计算,分别针对靶材固壁为平面和弧面的情况比较了实验区无侧板和有侧板时的流场品质,结果表明侧板与靶材固壁构成的半开放槽道能够形成更大范围的均匀流实验区。根据数值计算优化的实验区结构参数研制了流场模拟装置,流场校测结果与数值计算符合良好,流场品质能够满足激光辐照热效应实验研究的要求。
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关键词
高亚声速
近壁流场
半开放槽道
模拟装置
数值仿真
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Keywords
high-subsonic
near wall flow field
semi-open channel
simulation facility
numerical simu-lation
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分类号
V211.73
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名超声速开式空腔腔体前缘波系的间歇特性数值
- 9
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作者
王建明
常文博
马阳
明晓杰
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机构
沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室
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出处
《科学技术与工程》
北大核心
2018年第11期184-189,共6页
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基金
国家自然科学基金(51476106)
辽宁省一流特色学科(15021540)资助
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文摘
超声速自由来流条件下,开式空腔流动表现出剧烈的自持振荡现象。非定常的流动会在空腔内部诱发强烈的气动噪声。采用分离涡模拟方法(DES)对流场进行了数值模拟,结果表明空腔内部产生了强烈的反馈声波。空腔内部反馈声波与剪切层之间相互作用使剪切层表现出剧烈的不稳定性,剪切层的纵向运动会在空腔前缘诱发出交替出现的压缩波和膨胀波,数值模拟得到了一个周期内前缘出现压缩波和膨胀波的间歇因子。
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关键词
开式空腔流动
压缩波
膨胀波
分离涡模拟
间歇因子
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Keywords
open cavity flow
compression wave
expansion wave
detached eddy simulation
intermittency factor
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
