扁管翅片通道中涡干涉及其对换热性能的影响

涡强化扁管管片散热器通过涡产生器形成的涡来增强流体在横断面上的二次流及其扰动，从而强化了换热．通过数值模拟的方法对涡强化扁管管片散热器中涡产生器形成的涡的相互干涉及其对散热器换热性能的影响进行了研究分析，结果表明，当涡产生器的交错系数Sr在一定范围内，由上游涡产生器产生的涡与下游涡产生器产生的相反方向的涡发生干涉，由于涡的干涉在未带涡产生器的肋片表面附近涡的强度明显减弱，从而导致了未带涡产生器肋片表面的换热性能的降低．     

高阶面元法预报螺旋桨水动力性能

采用高阶面元法预报螺旋桨水动力性能，桨叶和桨毂表面、以及表面上的速度势分布均采用B样条曲面来表示，螺旋桨尾涡面离散为四边形双曲面元．桨叶随边处的库塔条件由等压条件来实现，通过计算比较，文中的结果是令人满意的。     

建筑结构非定常绕流风场的数值模拟方法

给出了一种适用于计算建筑结构非定常绕流风场的大涡数值模拟算法．该算法基于有限差分法,采用曲线坐标结构网格,能精确描述形状复杂的物面边界,为下一步准确模拟含有因结构受风变形所致运动边界的绕流场奠定了基础．该算法采用投影法解耦纳维一斯托克斯方程中的压力和速度,对非定常流场的时间步进采用二阶Adams—Bashforth方法．采用同位网格以减少计算所需内存,为了平抑同位网格下中心差分格式导致的固有压力波动现象,计算对流速度时采用Rhie—Chow动量插值方法,利用编制的曲线坐标系下大涡模拟数值计算程序,对德州理工大学（TTU）建筑足尺模型绕流风场进行了模拟,所得结果与现场实测和风洞试验结果进行了比较,结果表明,本文算法是建筑结构非定常绕流风场数值模拟的有效方法．     

计算斜航船流场和水动力的细长体理论数值方法

本文考查了细长体理论数值方法中的数学问题，指出了用在其他论文中的一个有疑问的公式，椭哨兵和来修正船首部因细长假高无效而导致的力偏差，其中椭圆几何参数根据首部开头和体积求偶，为考虑尾部泄出的涡片，讨论了离散涡模拟和虚拟物体模拟，离散涡模拟看来在尾流可视化方面更合理，几条船计算的力分布及尾流场和试验结果吻合良好，计算的流场成功地反映了船尾部形状对伴流的影响。     

涡强化扁管管片式散热器中流动与换热的数值模拟

以空气为介质,在Re=500～2 100的范围通过数值模拟的方法对涡强化扁管管片散热器中涡产生器形成的涡的相互干涉及其对散热器流动与换热性能的影响进行了研究分析.说明了当涡产生器呈线性布置而涡产生器的数量发生变化时对横截面上平均Nu数和涡旋强度Γ的影响,并对在本文所采用的模型参数下加装涡产生器的最佳数量进行了探讨.     

涡干涉的流动显示与数值模拟

通过流动可视化方法并结合数值计算模拟了两个不同旋转方向涡的干涉及其发展过程.结果表明:在靠近装有涡产生器(VG)壁面的截面上的涡的强度较大,远离壁面的截面上的涡的强度较小;不同旋转方向的两个涡系相互干涉时合成涡系的强度有减弱趋势,离装涡产生器表面较近的纵向切面上合成涡系的强度减弱程度较小,在离装涡产生器表面较远的纵向切面上合成涡系的强度减弱程度较大,中心切面上合成涡系的强度减弱程度居中.     

不同旋转方向涡干涉的流动图像显示分析

通过流动可视化方法观察了两个不同旋转方向涡的干涉过程．实验表明：不同旋转方向的两个涡系相互干涉时合成涡系的强度有减弱趋势，离装涡产生器表面较近的纵向切面上合成涡系的强度减弱程度较小，在离装涡产生器表面较远的纵向切面上合成涡系的强度减弱程度较大，中心切面上合成涡系的强度减弱程度居中．     

飞机巡航阶段尾涡遭遇安全性多参数评估方法

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理，综合考虑飞机滚转阻尼特性及操纵品质等因素，建立了飞机滚转角加速度计算模型；因飞机遭遇尾涡后飞行轨迹及飞行姿态发生改变，选择了多个扰动参数评估尾涡遭遇安全性，建立了飞机动力学参数计算模型；为确定尾涡遭遇可接受安全水平，基于国内现行尾流间隔标准，统计了中低空典型机型组合的尾流遭遇受扰参数计算数据；分析了高空尾涡流场演化特性，计算了高空巡航状态下的尾流安全间隔，分析了不同因素对飞行安全的影响。研究结果表明:与中低空相比，高空尾涡流场的初始强度大，持续距离长，飞行高度超过9 000 m后，尾涡消散随高度的增大而加快；当前机为超级重型机、重型机，现行尾流间隔无法保证飞行安全，需增加安全间隔1.4~2.1 km，飞行高度分别超过13 800、14 400 m后，尾涡遭遇严重度降低；当前机为一般重型机时，尾流安全间隔可缩减1.5 km以提高空域利用效率；当前机为中型机时，尾涡遭遇安全性较高，但此时受最小雷达间隔限制，无法进一步缩减前后机间距；后机的飞行速度越低，发生尾涡遭遇的严重程度越高；在后机初始滚转坡度角由0增加到10°的过程中，尾涡安全间隔增加1.3 km，增加幅度约为8.61%。可见，采用多个受扰参数能有效评估高空尾涡遭遇严重程度。      

动车组车内行李架火灾数值模拟

建立了模拟动车组车内火灾的计算流体动力学模型,基于低马赫数三维非稳态Navier-Stokes控制方程,使用大涡（LES——LargeEddySimulation）湍流模型计算火驱动的空气流动,对动车组行李架上小型火灾进行了数值仿真研究,分析了动车组行李架上小型火灾时车内烟气、温度及速度分布特点．结果表明：行李架上小型火灾事故时,烟雾仅在车顶部空间蔓延,只有顶部空间温度升高较为明显,既车顶部火源较小的小型火灾可以导致较高的局部高温．     

三维波浪作用下大直径圆柱绕流的数值模拟

为探讨三维波浪与结构物的相互作用,以两相流概念、大涡模拟的不可压缩粘性流体运动方程和自由水面追踪分段线性近似的流体体积(VOF)法为基础,建立了三维波浪与结构物相互作用的数学模型;对三维波浪作用下大直径圆柱绕流进行了数值模拟,用两步边界定位法和虚拟边界力法确定波浪与结构物接触面.结果表明:大直径圆柱绕流系数的数值计算结果与理论解吻合,所建立的数学模型能够很好地模拟三维波浪与结构物的相互作用.     

绕流涡街及涡街流量计流场数值仿真

基于涡街理论,分别对圆形阻流体、正方形阻流体和三角形阻流体所形成的涡街场进行仿真研究,同时对三种阻流体对应的涡街流量计进行数值仿真,分析流量计中应变片对三种阻流体流场压力和速度的影响.结果表明,应变片改变了流场振荡的频率,三角形涡街流量计的压力损失最小.     

飞机遭遇尾涡的安全性分析

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理,建立了飞机受扰诱导力矩计算模型;综合考虑飞机阻尼特性、反应时间以及操纵品质等因素,建立了飞机滚转参数计算模型;以抖动失速作为飞机遭遇尾涡后改出过程的坡度角极限,建立了可接受最大坡度角计算模型。采用Delphi7.0计算了给定尾涡流场条件下的飞机受扰后滚转参数和尾涡安全间隔,分析了飞机质量、速度、高度容差以及初始坡度角对飞行安全的影响。分析结果表明:在速度一定时,飞机质量越大,可接受最大坡度角越小;在相同质量情况下,安全间隔随速度增加而缓慢减小,随高度容差的减小而减小,随初始坡度角增大而增大;安全间隔计算结果与国际民用航空组织(ICAO)标准数据之间的最大偏差是1.56%,因此,计算方法正确。     

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飞机在飞行中形成的翼尖涡会使跟进的后机发生倾斜、滚转、失速等影响飞行安全的情况. 通过对尾涡机理的分析,本文建立了尾涡消散模型、运动模型,采用镜像涡方法,根据涡核间距加大的程度来评估地面效应影响的强弱,较好地反映地面效应对尾涡运动和消散的影响. 基于建立的模型,对尾涡流场进行仿真计算,计算结果与激光雷达实测或大涡模拟结果基本一致. 与常用的大涡模拟方法相比,文中计算模型具有形式简单、速度快的优点,可以用在机场尾涡间隔系统研究中.     

水底涡压力场的计算与分析

水底涡主要是由于海流绕过海底凸起物后形成的,经扰动,旋涡脱体,随水流动.计算结果表明,水底涡的速度分布规律与龙卷风速度分布规律相同,在水底引起负压分布,其分布规律与舰船水压场类似,难以滤除,很容易引起水压引信误动.     

轴向流对斜拉索气动稳定性影响的试验研究

在特定的风雨条件下,斜拉桥的斜拉索会发生激烈的风雨振现象,这种振动会造成索-梁和索-塔锚固区结构的疲劳损伤等一系列问题。因此,研究并明确斜拉索风雨振的机理,从而找到这种振动的控制方法,已经成为紧迫的研究课题。通过风洞试验测量了倾斜索模型的轴向流强度和脉动升力的大小,分析了轴向流对卡门涡脱落的影响及对低频率成分涡的形成的影响,指出轴向流能抑制卡门涡的脱落,并促进低频率成分的涡的产生,索在这两方面因素的作用下容易发生发散振动。     

顺排圆管涡产生器式强化传热板芯凝结实验研究

以280柴油机中冷器为研究对象,应用涡产生器式强化传热机理,对顺排圆管涡产生器式强化板芯的4种不同片间距试件的传热与阻力特性进行了凝结实验研究,比较了凝结实验结果和传热/传质比拟实验结果.研究获得了顺排圆管涡产生器式强化芯板的性能指标,结果表明:萘升华传热/传质比拟实验结果与真实的换热板芯凝结实验结果非常接近.     

三角翼破裂涡流的非定常特性

为了研究飞机的三角翼前缘涡破裂后,破裂涡流的非定常特性,在风洞中进行了75°后掠三角翼的动态测压实验.实验结果表明:三角翼翼面的压力脉动强度变化和翼面上前缘涡的流态是正相关的,在前缘涡破裂迎角区,上翼面的压力脉动强度最高达到33 Pa,抖振强度随迎角的变化趋势与上翼面的压力脉动随迎角的变化趋势相同.通过对压力信号的分析得出,三角翼翼面上的压力脉动主要是由破裂涡流中的螺旋波引起的,螺旋波产生了三角翼机翼抖振.      

The Tip Leakage Flow Structure of an Axial Fan with Tip Clearance

Experiment and numerical simulation technique are used to investigate the tip leakage flow in an axial fan with tip clearance at the design condition. The flow field in the tip region of fan is measured using a PDA (Particle Dynamics Analysis) system. The flow is surveyed across the whole passage at fifteen axial locations (from the 100% axial chord in front of the leading edge to the 100% axial chord behind the trailing edge), mainly focusing on the outer 90% blade span. Both experiment measurement and numerical simulation indicates the leakage flow orig-inated from the tip clearance along the chord rolls-up into three-dimensional spiral structure to form leakage flow vortex. The interaction of leakage flow and main flow will produce the low velocity zone, and block the flow. The leakage flow almost occupies the most part of flow passage behind the trailing edge.     

Study on Factors Affecting Springback and Application of Data Mining in Springback Analysis

Springback of sheet metal induced by elastic recovery is one of major defects in sheet metal forming processed. Springback is influenced by many factors including properties of the sheet material and processing conditions. In this paper, a springback simulation was conducted and comparisons between the results based on different processing variables were illustrated. The discovery of knowledge of the effects of geometry and process parameters on springback from FEM results becomes increasingly important, as the number of numerical simulation has grown exponentially. Data mining is an effective tool to realize knowledge discovery in simulation results. A datamining algorithm, rough sets theory (RST), was applied to analyze the effects of process parameters on springback in U-bending.