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边界层流动噪声述评

流体流过任何固体表面时,在其表面上将形成一边界层薄层,在边界层内,流速从自由来流的速率降至表面上为氰当流动雷诺数较小时,为层流边界层,当流动雷诺数超过某一定值时,就转爽为湍脚边界层。湍流边界层是一种非常不稳定的流动,其显著特点是湍流边界层边上有大尺度旋涡的阿歇瑰象和濡巍边界层层流缓冲区内半周期性捧发的大尺度旋涡现象〔对,胎孤以及整个湍巍边界雇内部祸量转移的小尺度旋漓现象—郭混量场哆〕。具有这类特征的豁蓉看边界层操声暴巍界层癫毛动噪声的主要嗓声源。 Li幼压诩对湍流边界层流动噪声的研究作出了特别重要的贡一献〔4」,后人的研究和发展都是在他的理论基础上进行魄 Li毯狱hill理论是无限大均匀流休中,相对小的瑞流区所产生的声辐射计算理论,但它也是湍流边界层拐菱动噪声研究的理论基础, 1卿年L电狱树11首先推导了自由端珠为声源的声波方程。护澎护丁对 彬式中p产为密度波动,·岛一C落V丫攀二a幼云枷,心矛~1声,3。(王)为音速,了、,为...  (本文共9页) 阅读全文>>

《中国科学技术大学学报》1988年03期
中国科学技术大学学报

激波管平衡边界层的数值解

前宫 在实际激波管流动中,由于气体的粘性效应,管壁上会形成运动激波诱导的非定常边界层,它随着运动激波的运动而发展(如图1a所示)。激波诱导边界层的存在,是引起运动运动激被,勺人图1激波管壁面边界层激波衰减、波后气体非均匀和激波风洞有效试验时间缩短的根本原因。Mirelst”计算了理想情况下(比热比丫二1 .4,p户=常数)层流边界层的速度和温度分布,这种计算方法只适用于弱激波诱导的边界层。后来,他又利用经验公式将这种方法推广至强激波诱导的边界层t”.Mirels的研究均以空气作介质。实际上用激波管作气体动力学研究时常用氮气作为试验气体,本文直接根据高温氮气的热物化特性,用数值方法,求解了氮气平衡边界层,并与Mirels的结果进行了比较。2边界层方程 如果把坐标系取在运动激波上(见图1乙),那么激波管壁面的非定常边界层流动转化成定常问题。在这一坐标系中,激波前的来流速度“和壁面速度。,相同,激波后的边界层外缘速度为。。.对于等截面...  (本文共7页) 阅读全文>>

《空气动力学学报》1989年04期
空气动力学学报

对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性的试验研究

一、引言 绕翼型流动的后缘流动特性特别是湍流特性的研究,与冀型性能及涡轮叶片性能的改善都密切相关。要改善翼面后缘附近的流动结构或变更其后缘附近的噪声源分布,都需精确预估后缘紧上游处时均速度、脉动速度及雷诺应力的分布及其近场发展。近年来对后缘及尾迹流动的计算研究仁‘一”及试验研究〔‘一”正不断发展。本文就NACA 63一012对称翼型的后缘边界层和近场尾流特性进行了试验研究。 二,实验简况 试验选用本校F一3翼型风洞,湍流度较高(0.35%);模型为NACA 63一。12对称冀型,弦长c=0.55米;试验风速U。一30米/秒;主要仪器为DISA公司八通道恒温型热线风速仪系统(X型探针)。取后缘为原点,,轴同流向(‘轴)及后缘线(z轴)垂直。于后缘上下游很近处分别取三个及四个,向移测截面,测得了零迎角的时均速度、脉动速度及雷诺应力分量的分布数据及曲线〔‘。’。、试验结果的分析和讨论时均速度剖面的各种无因次分布规律 翼型后缘湍流边界层...  (本文共6页) 阅读全文>>

《力学学报》1989年02期
力学学报

平板边界层中Tollmien-Schlichting波的共振干涉

一、引言 槽流和平板边界层中Tollmien--Schhchting波的发现是研究湍流发生机制中的翌大突破.从Tollmien等人[l]首先提出二维平行流的稳定性理论以后,经十余年才为schubaue:和skramstad切的实验所证明,并由林家翘[3]完成了线性向题的准确解,奠定了粘性稳定性理论的基础.以后的研究重心集中在T一5.波的三维化和马蹄涡、发夹涡以及湍斑等具体流动结构的生长过程上闭.cr,ikl,J的共振三波理论试图从基波和有一定方向角的亚谐波之间的共振干涉来解释T一5.波的三维化,但对于转挨过程的湍流化机制来说未能有根本性的进展.实验研究较多地集中在发夹涡、马蹄涡等具体结构的描述和流动显示,但对T一5.波在整个转挨过程的发展以及对转挟所起的作用等方面的研究为数不多.特别是共振干涉在转族过程中所起的作用及其主要特性都有待于进一步研究.为此,本文试图用声激励技术和频率分析方法对T一5.波的共振干涉以及T.一5.波的特征...  (本文共5页) 阅读全文>>

《气动实验与测量控制》1989年04期
气动实验与测量控制

低速翼型近场尾流及其后缘边界层流动特性之热线测量结果

一、引言 近年来国外在翼型的近场和远场尾迹特性方面曾进行了大量的低速和高速的试验研究和理论计算。从空气动力学和气动声学观点看,此类试验研究对认识流动机理和计算方法的发展是非常重要的。 1987年在西工大低速翼型风洞中用热线测量技术进行了对称翼型(NACA63~012)近场尾流和后缘边界层流动特性的测量试验。测量结果表明在翼型后缘边界层和近场尾流中湍流量的分布是合理的,与国外同类型实验的结果相类似,为粘流理论计算提供了可参考的实验数据,也为今后此类试验研究积累了一些经验。二、试验设备和测量方法 1.试验设备 试验是在西工大低速翼型风洞(2米x 0.2米x2.8米)中进行的。当试验凤速为30米/秒和40米/秒时,测得流场的脉动速度频带宽分别为20~53o0Hz和20~g080Hz,风洞背景湍流度为0 .3%,风速最大波动为5%,噪声为95dB。以冀型弦长为参考长度的雷诺数为1 .2 xl。‘。模型为弦长0 .55米的“NACA63一...  (本文共5页) 阅读全文>>

天津大学
天津大学

条带边界层中二次稳定性模态的感受性问题

在自由流湍流度较大的情况下,边界层转捩将遵循bypass(旁路)途径。该过程一般可以描述为:(1)自由流中大幅值涡扰动的低频分量进入边界层并激发条带结构;(2)在条带经历瞬态增长以后,高频扰动在二次失稳机制下快速增长;(3)当高频扰动累积到有限幅值时,非线性效应促使条带breakdown,并出现间歇性湍斑。然而,在这一过程中有一个机制尚不清楚:在bypass转捩早期,二次失稳模态是如何被激发的。本文首先用直接数值模拟(DNS)方法,分别研究了高低频涡扰动在边界层中的演化,进而验证了用边界区方程描述由自由流中低频涡扰动在平板前缘附近激发条带结构以及用基于edge-layer的渐进解描述边界层对自由流中高频涡扰动的响应是正确的。然后在自由流中同时引入一对大幅值低频涡扰动和一个小幅值高频涡扰动,对高频不稳定模态在条带边界层中被激发的过程进行了直接数值模拟。通过与bi-global分析得出的线性理论结果的对比,证实了所激发出的不稳定扰动...  (本文共43页) 本文目录 | 阅读全文>>