发动机旋转整流帽罩的水滴撞击特性分析
《基于动态调节的撞击流反应器流场特性分析》
《基于动态调节的撞击流反应器流场特性分析》一、引言撞击流反应器是一种在化学反应工程中常用的设备，具有优良的混合、传递和反应性能。
通过对撞击流反应器的流场特性进行分析和优化，可以提高反应效率、减少能耗并优化产品品质。
本文以基于动态调节的撞击流反应器为研究对象，对其流场特性进行深入分析。
二、撞击流反应器概述撞击流反应器是一种利用高速流体间的相互撞击来强化混合和传递过程的设备。
其工作原理是通过将两股或多股流体以一定的速度和角度撞击，使流体之间产生强烈的湍流和漩涡，从而达到强化混合和传递的效果。
动态调节技术则可以通过调整流体速度、流量、角度等参数，实现对撞击流反应器内部流场的动态控制。
三、流场特性分析方法针对基于动态调节的撞击流反应器，本文采用数值模拟和实验研究相结合的方法进行分析。
首先，利用计算流体动力学（CFD）软件对反应器内部流场进行数值模拟，获取流场的速度分布、压力分布和湍流特性等参数。
然后，通过实验手段，如粒子图像测速（PIV）技术、压力传感器等，对模拟结果进行验证和修正。
四、动态调节对流场特性的影响通过对不同动态调节参数下的撞击流反应器进行数值模拟和实验研究，发现动态调节对流场特性具有显著影响。
具体表现在以下几个方面：1. 速度分布：动态调节可以改变流体在反应器内的速度分布，使流体在撞击过程中产生更强烈的湍流和漩涡，从而提高混合效率。
2. 压力分布：动态调节可以调整流体在反应器内的压力分布，使流体在撞击过程中产生更高的压力梯度，有利于强化传递过程。
3. 湍流特性：动态调节可以增强流体的湍流特性，使流体在撞击过程中产生更多的涡旋和湍流结构，从而提高反应效率和产物品质。
五、优化策略与建议基于上述分析，提出以下优化策略与建议：1. 优化动态调节参数：根据实际需求，通过调整流体速度、流量、角度等参数，实现对撞击流反应器内部流场的动态控制，以达到最佳的混合、传递和反应效果。
2. 引入智能控制技术：将智能控制技术应用于撞击流反应器的动态调节中，实现自动化控制和优化，提高生产效率和产品质量。
摩托车用整流罩形状与气流流动模拟分析(答辩PPT)
谢谢！
六.摩托车整流罩气流数值模拟
• 3.迭代计算，监视结果
六.摩托车整流罩气流数值模拟
• 4.计算结果后处理
压力分布图 压力系数分布图
六.摩托车整流罩气流数值模拟
• 度矢量图
六.摩托车整流罩气流数值模拟
• 5.综合对比分析 （1）方案确立 我选择了控制单一变量法，对整流罩进行设计。 具体方法如下：保持图中的黄色部分大小尺寸不 变（用红色的标注对其进行控制），绿色标注指 示的是扫描轨迹，本文改变绿色标注部分的弧度 即改变整流罩迎风曲面弧度。本文对比分析的方 案共四种：方案一，为摩托车整流罩原始尺寸， 弧度为390mm；方案二，弧度为217mm；方案3， 弧度为328mm；方案4，弧度为610mm。
二.外文文献翻译
• 搜集外文论文： • Computational study of flow around a simplified car body • Hybrid method for aerodynamic shape optimization in automotive industry • Shape influence on mean forces applied on a ground vehicle under steady cross-wind • Description of flow field in the wheelhouses of cars • 并最终独立翻译了第一篇《简化车身外流场的计 算研究》
• 1.零号发动机图纸绘制：首先对照图书馆借阅的发动机图 册，进行读图，并查阅所学课本，弄懂每一部分的构造和 作用；然后选定绘制对象，使用Auto-CAD进行绘制。
五.二维图纸绘制
• 2.二号整流罩设计图纸绘制： 首先使用 Pro-e建立三维设计模型，然后生成二维工程图，最后导入 CAD进行编辑，然后打印。
水滴撞击特性的高效计算方法
水滴撞击特性的高效计算方法周志宏;易贤;桂业伟;李凤蔚【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(000)005【摘要】针对拉格朗日方法计算水滴撞击特性效率低、通用性差等问题，发展了一种水滴撞击特性的高效计算方法。
在求解绕流流场的基础上，结合逐级结构化管理的边界信息存储方式，采用目标扩散追踪方法对水滴所在网格单元进行快速计算，并插值得到该点处的流场信息，逐个求解水滴运动方程得到各水滴的运动轨迹，从而确定水滴撞击极限、收集系数等撞击特性参数。
通过对 NACA0012翼型、GA-W（1）两段翼型和某三段翼型的计算得到不同状态下的水滴撞击特性，计算结果表明，该方法与传统方法相比具有计算效率高、结果可靠、通用性好等优点。
【总页数】5页(P712-716)【作者】周志宏;易贤;桂业伟;李凤蔚【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳621000;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.水滴多尺寸分布对水滴撞击特性和结冰增长的影响 [J], 朱程香;孙志国;付斌;朱春玲2.水滴撞击特性的数值计算方法研究 [J], 杨倩;常士楠;袁修干3.基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法 [J], 毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明;4.基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法 [J], 毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明5.大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算 [J], 任靖豪;王强;刘宇;李维浩;易贤因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
机翼和涡街的流体力学特性分析
机翼和涡街的流体力学特性分析流体力学是研究流体在不同条件下流动的一门学科。
在航空领域中，机翼和涡街是两个重要的研究对象，它们的流体力学特性对于飞行器的设计和性能有着重要的影响。
本文将对机翼和涡街的流体力学特性进行分析和讨论。
一、机翼的流体力学特性分析机翼是飞行器的主要升力产生部件，其流体力学特性直接关系到飞行器的升力和阻力性能。
机翼的流动特性主要包括来流速度、攻角、机翼型线和翼型表面特性等。
1. 来流速度来流速度是影响机翼表面压力分布和升力产生的重要参数。
根据伯努利定律，来流速度越大，机翼表面产生的气流速度越快，压力越低，从而产生较大的升力。
同时，较高的来流速度也可能导致机翼表面的气流分离和升力下降。
2. 攻角攻角是指机翼与来流方向之间的夹角。
攻角的变化会导致机翼表面气流的改变，进而影响机翼的升力和阻力性能。
当攻角过大时，会导致气流分离，降低机翼的升力；而当攻角过小时，机翼的升力也会减小。
3. 机翼型线和翼型表面特性机翼的几何形状和表面特性对其流体力学性能有着重要影响。
常见的机翼型线包括对称型和半对称型，其升力和阻力特性有所不同。
此外，机翼表面的细微形状和表面粗糙度也会影响气流在机翼表面的流动特性，从而对升力和阻力产生影响。
二、涡街的流体力学特性分析涡街是一种旋转的气体流动结构，它常常出现在喷气发动机的尾流和某些流体力学实验中。
涡街的流体力学特性主要包括涡街结构形态、旋转方向、强度和产生机制等。
1. 涡街结构形态涡街的结构形态可分为单涡街和多涡街。
单涡街呈旋转环状，而多涡街则由多个旋转环状结构组成。
涡街的结构形态影响其流动特性和对周围气流的扰动效应。
2. 旋转方向涡街的旋转方向可分为顺时针旋转和逆时针旋转两种情况。
涡街的旋转方向会影响其对周围气流的扰动效应和动量传递。
3. 涡街强度涡街的强度与涡街内流体的旋转速度和面积大小有关。
涡街的强度越大，其对周围气流的扰动效应越明显。
4. 涡街的产生机制涡街的产生通常与流体的速度剖面不均匀性和速度梯度有关。
液滴撞击壁面过程的实验研究与数值模拟
液滴撞击壁面过程的实验研究与数值模拟
水滴撞击壁面是一种既简单又普遍存在的流体力学现象，广泛应
用在化学，机械，航空，船舶和飞行器等各个领域，涉及到水滴撞击
壁面过程中各种机理的研究和数值模拟，是当前众多研究的热点之一。
实验研究是由历史上科学家，工程师和教授投入许多心思开创的，许多优秀的理论研究，主要是通过实验获得的试验结果，开展的实验
试验，就是水滴撞击壁面的实验研究。
其中最早和最为重要的研究，
是N.Battis和E.F.Burbury在1922年提出的，他们对水滴撞击壁面
进行了分析研究，并构建了水滴撞击壁面的理论模型，他们结合实验
数据得出结论水滴撞击壁面，其出射溅射角度和撞击运动轨迹与撞击
初速有关，而不是与水滴的尺寸有关。
后来，R.C.Walker在1968年根据水滴撞击壁面的惯性运动和圆面的保真假定，又提出了一种更为精确的水滴撞击壁面的理论模型，改
变了上述理论的不足，更准确的反映了水滴撞击壁面的溅射角度的分
布情况。
普遍的实验研究表明，水滴撞击壁面的湍流和热力学分析是一个非常复杂的过程。
随着科学技术的发展，不同力学分析和模拟技术，特别是现代计算流体力学技术，使得水滴撞击壁面的数值模拟能够以更高精度、更广泛的方式进行，因而有效的解决了水滴撞壁的湍流和热力学分析问题。
数值模拟是一种借助计算机模拟物理分析和实验而得出流动过程和传输特性相关参数和紊流关系的方法，它可以利用有限体积和有限元等不同的科学和工程方法，用以反映水滴撞击壁面所参与的流体过程。
该模型可以较好地描述水滴撞击壁面过程中流体的质量转移、动量变化，以及紊流等机理，有助于更加具体的研究。
合成双射流控制机翼水滴撞击特性
合成双射流控制机翼水滴撞击特性蒋浩;夏智勋;罗振兵;邓雄;杨升科;刘强【摘要】在低速来流条件下,针对前缘位置嵌有合成射流/合成双射流激励器的机翼的水滴撞击特性开展了数值模拟研究,基于Fluent软件,采用Euler气液两相模型和欧拉壁面液膜(Eulerian wall film,EWF)模型,得到的计算结果表明:在合成射流或合成双射流的主动控制下,阻挡了机翼前缘等积冰重点防护区域内的水滴撞击,从而大幅降低了该区域的结冰强度.其机理是:在高频合成射流的作用下,机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区,形成了水滴的“真空区域由于回流区内部水滴速度和质量分数较低,改变了机翼前缘水滴运动轨迹和水滴收集率分布,能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形,起到了虚拟气动外形的作用.【期刊名称】《气体物理》【年(卷),期】2017(002)006【总页数】9页(P39-47)【关键词】合成双射流;水滴撞击特性;虚拟气动外形;防除冰;流动控制【作者】蒋浩;夏智勋;罗振兵;邓雄;杨升科;刘强【作者单位】[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;【正文语种】中文【中图分类】V411.3引言云是悬浮在空气中的大量小水滴和（或）冰晶共同组成的可见聚合体［1］，飞机穿过云层时水滴会撞击并贴附在其表面上，而且由于高空温度较低，特别是当飞机在低于冰点的结冰气象条件下飞行时，过冷水滴碰到机体后会在机翼、进气道等部位冻结，而其中机翼是飞机主要的升力装置，其结冰危害性很大.风洞实验表明：在机翼前缘或上表面增加约1 mm的粗糙霜、雪和冰的沉积物可使升力减少30%以上，阻力增加50%以上［2］.为避免结冰事故的发生，保证飞行安全，通常会在飞机机翼上安装冰防护系统.目前大型飞机如客机已应用成熟的防除冰系统，普遍的防除冰技术可分为液体防冰、机械除冰（气动带除冰和电脉冲除冰）、热力防除冰（电热除冰和气热防冰）3 种［3⁃6］.而对于一些小型飞行器如无人机等，由于飞行速度低、长时间处于结冰环境且自身携带的防除冰能量有限，防除冰问题较为严重，亟待发展轻小型化、高效、低能耗防除冰技术.2013 年 Nagappan 等［7⁃9］提出利用底部加热的合成射流激励器进行结冰控制的思想，该方法通过在斜劈表面下镶嵌数个加热的合成射流激励器产生周期性微型喷流，阻碍过冷水滴与机翼表面的碰撞而实现防冰，提供了将主动流动控制中的合成射流技术应用到防除冰领域的新思路.与传统防除冰技术不同，主动控制技术通过影响水滴对防护区域的撞击特性进行防除冰，从而阻断或减少了结冰的水滴来源，提高了防除冰效率，同时也兼具主动控制技术提升机翼气动性能的优点.本文利用课题组提出的合成双射流技术［10⁃11］对机翼水滴撞击特性进行主动流动控制，该技术的核心元件是合成双射流激励器（如图1所示），由两个腔体和两个出口共享一个振动膜构成，具有能量效率和射流频率倍增的特点，因而在防除冰领域中的应用前景更为突出.通过流动控制在飞机易结冰区形成虚拟热气动外形，减少或者避免过冷水滴水汽接触机体表面从而实现防除冰.图1 合成双射流激励器结构示意及PIV实验图Fig.1 Structure diagram of dual synthetic jet actuator and results of PIV experiment由于过冷水滴是机翼结冰的主要来源，所以计算水滴撞击量是计算结冰的基础.国内外对水滴收集系数进行了大量的实验与计算，但都基于不加控制的水滴撞击特性，计算方法分为两大类，有Lag⁃range法和Euler法两种方法.Lagrange法在获得流场基础上对水滴建立运动方程，计算得到每个水滴的运动轨迹，进而得到水滴撞击特性，但是该方法须对每个水滴进行计算，计算量大，不适合三维计算.Euler法将空气与水滴看作两相流，在得到空气流场的基础上，求解水滴相控制方程，得到水滴分布，该方法适合三维复杂构型的计算［12⁃15］.本文的工作基于Fluent软件进行，采用Euler气液两相模型和EWF模型，并且使用用户自定义函数（user⁃defined function，UDF）编写了合成双射流出口速度的UDF程序，开展了合成射流／合成双射流对机翼的水滴撞击特性控制能力的研究.1 控制方程与数值方法1.1 控制方程本文采用Euler两相流计算，其中，空气相控制方程为不可压 N⁃S 方程［16］：式中，ρ，u，f，p，I，μ分别表示密度、速度、外部体积力、压力、特性张量和黏度，σ（p，u），ε（u）分别表示应力张量和应变率张量.引入水滴体积分数α，其定义为空间中水滴相所占的体积比例，则可以建立水滴相的控制方程，其连续方程和动量方程分别为：其中，ρd为水滴密度，ud为水滴速度，K为惯性系数，其表达式为：其中，μ为空气动力黏性系数，dd为水滴直径，CD为水滴阻力系数，Re为相对Reynolds数.1.2 简化假设与壁面条件处理方法实际云层内水滴的直径大小分布随机，其形态处于动态的变化过程，以单个水滴为对象，它不仅与周围空气进行着热交换，还发生着质量的变化，例如水蒸气的凝结和蒸发等相变过程.同时，在气动力作用下水滴也不可能保证绝对的圆球形，且水滴之间还可能发生碰撞、融合或破裂等情况.因此进行两相流计算前须对来流水滴进行简化假设：（1）水滴在空气中分布均匀，且保持球形；（2）过冷水滴的体积、质量、密度等物理参数保持不变；（3）水滴只受空气阻力、浮力和自身重力的作用，且空气流动不受水滴运动影响.飞行器在飞行过程中与云层中的水滴发生撞击，进而发生水滴的收集，在计算过程中机体表面要进行特殊的设定：对于空气，机体表面采用无滑移边界条件；对于水滴，机体表面采用EWF边界条件（如图2所示）.图2 EWF模型Fig.2 Eulerian wall film modelEWF边界条件是Fluent软件为两相流计算中的离散相提供的一种固体壁面边界条件，用于模拟单一成分的液滴撞击在壁面上形成液膜的过程，该边界条件反映了液滴与壁面撞击的4种物理过程：黏附、反弹、展开和飞溅.其计算过程分为4步：初始液滴撞击在壁面边界上，液滴黏附在壁面上，计算薄膜的变化，与空气相联结.EWF边界条件有如下假设和限制：（1）薄膜厚度小于500 μm，薄膜内速度线性分布；（2）液膜表面直接与壁面接触，热量通过壁面传导到液膜；（3）液膜温度不会超过液体的沸腾温度；（4）模拟的是瞬态过程.使用EWF边界条件计算时，由于既考虑了液滴与壁面的碰撞，又考虑了液滴附着在壁面上的情况，最接近于水滴撞击在壁面上的真实情况，故在计算中均采用EWF边界条件.水滴收集率的计算步骤为：首先，采用Euler方法求解空气相与水滴相控制方程，计算空气与水滴流场；其次，可获得当地水滴体积分数和水滴速度；最后，水滴收集率可由以下表达式得到：其中，α和udn分别表示物体表面处水滴体积分数和水滴垂直于物体表面的速度，α∞和u∞分别为远端水滴体积分数和速度.物体表面每个单元单位时间收集水滴质量可以表示为：1.3 计算模型及数值方法如图3所示，计算域为半个类椭圆区域，由于EWF只能用于三维物面计算，故模型Z方向设置为平直拉伸，前锋面设置为以空气⁃Euler水滴为两相的入流边界，机翼上下表面作为无滑移壁面边界条件，且后面设置为压力出口的出流边界，其中前端距离机翼20c，后端距离机翼25c（c为机翼弦长）.计算中由于Mach数较低，采用不可压流动，湍流模型选取标准k⁃ε模型，利用SIMPLE算法求解Reynolds 平均N⁃S方程得到其空气流场.NACA0012机翼采用的是C网格，网格数量为115 566.机翼前缘合成射流出口处采用加密的方式，前缘与尾缘附近网格如图3所示.图3 计算域及机翼前、后缘附近网格Fig.3 Computational domain and meshes around leading edge and trailing edge合成射流激励器与合成双射流激励器的喷口均设置在机翼前缘，以非定常吹、吸气边界条件的方法模拟合成射流对主流的干扰作用，喷口设置为速度边界，其定义为：其中，um为合成射流速度幅值，f为合成射流入射频率，φ0为合成射流初始相位角，定义射流入射方向与翼型弦长方向夹角为射流偏角θ，喷口宽度为h.来流速度为15 m／s，喷口宽度h＝2 mm，合成射流速度幅值um＝30 m／s，施加合成射流／合成双射流的位置均在机翼前缘位置（重度结冰区域）.为减少时间步长对射流流场和外流场的影响，射流控制每周期划分为120步，保证每个流动周期包含足够多的时间步数，每一个时间步子迭代步数设为20步达到收敛.采用均匀来流对流场进行初始化，先对未加控制的基准状态进行计算，然后再加合成射流控制计算，升阻力系数取流场呈现周期性变化特征后若干周期的平均值.2 算例验证与参数选取2.1 算例验证对本文选用的Fluent Euler模型和EWF模型进行验证，计算条件为：翼型为NACA0012，弦长为1 m，攻角为5°，来流速度为 0.4M，来流温度为300 K，环境压力为101 325 Pa，液态水含量为0.5 g／m3，液态水体积分数为 5e－7，液滴直径为16 μm.得到的机翼附近液态水体积分数的分布图如4所示.图4 机翼附近区域水滴体积分数Fig.4 Water volume fractions of area around airfoil从图中可以看到机翼前缘处水滴含量较大，水滴接近机翼后随空气偏折，导致两侧水滴含量较大，机翼表面只有前端有水滴碰撞，其余部位没有水滴撞击，机翼后方存在狭长的遮蔽区，没有水滴存在，主要是由于受机翼遮挡作用.图5为利用该方法得到的机翼表面水滴收集率分布与文献［17］采用Lagrange法计算结果的对比，二者吻合良好，验证了本文所使用方法与模型的准确性，可应用于机翼水滴两相流动计算.图5 机翼表面水滴收集系数Fig.5 Collecting efficiencies of airfoil surface2.2 参数选取本文采用合成射流／合成双射流开展了对机翼前缘水滴撞击特性的控制研究，翼型为NACA0012，弦长为1 m，攻角为0°，来流速度为15 m／s，来流温度为300 K，环境压力为101 325 Pa，假设由合成射流／合成双射流激励器射流出口喷出的液态水含量也为 0.5 g／m3，液态水体积分数同为 5e－7，分别研究了合成射流／合成双射流在0°攻角时激励器频率对水滴分布的影响，算例具体参数如表1. 表1中，激励器分为不工作状态（baseline）、合成射流（synthetic jet，SJ）激励器工作状态和合成双射流（dual synthetic jet，DSJ）工作状态.表1 研究参数Table 1 Research parameterscases f／Hz θ／（°）α／（°）baseline（unactuated） 1 ——0 SJ 2 500 0 0 SJ 3 50 0 0 DSJ 4 500 0 03 计算结果与分析3.1 无控状态下机翼前缘水滴撞击特性在0°攻角激励器不工作时参考算例，对应参数见表1的case 1，无控状态下机翼前缘水滴体积分数、前缘水滴速度和机翼表面水滴收集系数分别见图6、图7和图8.图6 无控状态下机翼附近水滴体积分数Fig.6 Water volume fractions of area around airfoil without jet control图7 无控状态下机翼前缘附近水滴速度Fig.7 Droplet velocities of area around airfoil leading edge without jet control图8 无控状态下机翼表面水滴收集系数Fig.8 Collecting efficiencies of airfoil surface without jet control根据计算结果，无控状态下机翼表面收集系数沿y方向的分布近似为对称的波峰，且水滴聚集在y＝±0.02 m区域，机翼驻点处为最大收集点且收集系数约为 0.24.3.2 机翼前缘合成射流对水滴撞击特性的影响在0°攻角来流条件下，分别对合成射流激励器频率为50和500 Hz的控制特性进行研究，图9给出了f＝500 Hz时合成射流控制下的机翼前缘流场示意图，即4个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.其中，相位t∗＝0定义为合成射流吹程开始时刻，相位t∗＝1／4定义为合成射流吹程速度峰值时刻，相位t∗＝2／4定义为合成射流吸程开始时刻，相位t∗＝3／4定义为合成射流吸程速度峰值时刻.在机翼前端设置喷口，当合成射流位于吹程时，腔体内流体被排出孔口，并喷射出一股速度较高的射流，逆向合成射流喷出后在机翼前缘一定距离与来流相遇形成接触面，将含有水滴的来流与机翼前缘阻隔，因而水滴无法直接撞击机翼前缘物面.同时，逆向喷流在主流的作用下在喷口上下两侧诱导形成一对涡对，并在涡对内部形成了水滴的“真空区域”；当合成射流位于吸程时，此时被吸入孔口的流体主要来源于上下两侧的涡对，由水滴相的流线可知，合成射流吸程增加了涡对的强度，使得喷口上下两侧水滴的“真空区域”扩大，但由于机翼喷口附近水滴的撞击速度增加，相应也增加了水滴收集率.f＝500 Hz合成射流控制下的机翼前缘水滴收集率峰值降低较少，水滴收集率分布也从单峰改变为双峰.图10给出了f＝50 Hz合成射流控制下的机翼前缘流场示意图，即4个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.当合成射流位于吹程时，t∗＝0，来流直接撞击在机翼前缘，由于喷口处有射流准备喷出，故除喷口外其他位置水滴收集率分布与无控状态下机翼表面的水滴收集率分布相似，而喷口处的水滴收集率较大；t∗＝1／4，腔体内流体被排出喷口并达到速度峰值，喷出的逆向合成射流“推开”附着在机翼前缘的来流并在机翼前缘一定距离与来流形成锥形的接触面，同时，逆向喷流在主流的作用下诱导产生上下两侧的一对涡对，并在涡对内部形成了水滴的“真空区域”，由于喷射的合成射流作用，减小了喷口附近的水滴收集量，故水滴收集率分布呈现“劈开”的两个波峰；当合成射流位于吸程时，t∗＝2／4，孔口处射流速度恢复为零，在上一时刻形成的涡对继续发展并消散；t∗＝3／4，孔口吸入流体速度达到最大，来流重新撞击在机翼前缘表面，孔口吸入的作用使得附近水滴的撞击速度增加，相应增加了水滴收集率.f＝50 Hz合成射流控制下的机翼前缘未起到改善水滴收集率的效果.图9 Case 2：f＝500 Hz，合成射流控制下的机翼前缘流场Fig.9 Case 2：f＝500 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with synthetic jet control图10 Case 3：f＝50 Hz，合成射流控制下的机翼前缘流场Fig.10 Case 3：f＝50 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with synthetic jet control 与无控状态下的水滴收集率（见图8）相比，布置在机翼前缘的合成射流有“劈开”来流撞击水滴的特性.合成射流频率对受控状态机翼前缘水滴收集率分布影响较大，当处于低频状态下（与流场的特征频率同一个量级），孔口附近流场呈现“喷⁃吸”的状态，在机翼前缘上游不能形成稳定的闭合回流区，因而不能减少机翼前缘水滴收集率；当处于高频状态下（比流场的特征频率高一个量级），在机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区，它的基本原理是逆向喷流受到自由来流的阻挡，反向而产生低速回流，重新附于物面，在上下附着点之间的区域形成了水滴的两个“真空区域”.由于回流区内部水滴速度和质量分数较低，改变了机翼前缘的水滴收集率分布，能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形，起到了虚拟气动外形作用［18］，这种流场拓扑结构的变化类似于机翼前缘上游形成了闭式包线，使得上游流线发生排移，并且分别流向两侧.3.3 机翼前缘合成双射流对水滴撞击特性的影响在0°攻角来流条件下，采用500 Hz的合成双射流激励器对机翼前缘水滴控制特性进行了研究.两出口高度为3.6 mm，间距为2 mm，上下对称分布.图11给出了f＝500 Hz合成双射流控制下的机翼前缘流场示意图，即四个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.t∗＝0时刻，上喷口处有射流准备喷出，由于前一时刻下喷口射流的喷射和来流共同的诱导作用，在下喷口上下两侧诱导形成一对涡对；t∗＝1／4时刻，上喷口处喷出射流且速度达到峰值，喷出的逆向合成射流“推开”附着在机翼前缘的来流并在机翼前缘一定距离与来流形成接触面，机翼前缘上游附近形成了回流区，上喷口喷出的射流一部分向上回流，而由于下喷口处吸入射流且速度达到峰值，上喷口喷出的射流受到了下喷口的吸引，故在上下喷口之间形成了“接力”的作用，向下的回流区比向上的回流区域更大，回流区域内部形成了水滴的“真空区域”，且水滴速度较低；t∗＝2／4时刻与 t∗＝3／4时刻分别是t∗＝0时刻与t∗＝1／4时刻的反相，故机翼前缘水滴的流场与撞击特性分别与前两个时刻相反.与合成射流相比，合成双射流具有能量效率和射流频率倍增的特点，使得合成双射流控制条件下机翼前缘的回流区域更大，形成的虚拟气动外形的覆盖面积更广，机翼前缘表面的水滴收集率也大幅降低，水滴收集率峰值从无控状态下的0.24降低到了0.1，水滴收集率分布也从幅值较高的单峰改变为幅值较低的双峰，水滴收集量约为无控状态下的1／4，形成了较好的防护效果.根据相关文献［18］的结果，还可将合成射流单出口布置在机翼上表面分离区附近，通过向机翼分离区注入动量的方式改善上翼面的流场结构和压力分布情况，因而在机翼大攻角下延迟流动分离.配合本文研究得到的合成射流／合成双射流改变机翼前缘水滴撞击特性的结果，通过合理布置合成双射流两出口位置，能够起到增升和防除冰的双重效果.图11 Case 4：f＝500 Hz，合成双射流控制下的机翼前缘流场Fig.11 Case 4：f ＝500 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with dual syntheticjet control4 结论本文提出了利用合成双射流控制低速来流水滴撞击特性的新方法，通过数值模拟，研究了合成射流／合成双射流激励器对机翼前缘附近水滴流场控制的机理，得出以下结论：（1）在机翼前缘布置合成射流，合成射流处于吹程时会在前缘形成锥形的接触面，具有“劈开”来流撞击水滴的特性.同时，逆向喷流在主流的作用下会在喷口上下两侧诱导形成一对涡对，并在涡对内部形成水滴的“真空区域”；（2）合成射流处于高频状态下（比流场的特征频率高一个量级），能够在机翼前缘上游形成闭式包线，使得上游流线发生排移，并且分别流向两侧，起到了虚拟气动外形作用.闭式包线内部是一对稳定的闭合回流区，因为回流区内部水滴速度和质量分数较低，改变了机翼前缘的水滴收集率分布；（3）合成射流处于低频状态下（与流场的特征频率同一个量级），孔口附近流场呈现“喷⁃吸”的状态，在机翼前缘上游不能形成稳定的闭合回流区，不能减少机翼前缘水滴收集率；（4）在机翼前缘布置合成射流，能够改变水滴撞击分布，但水滴收集量几乎与无控状态一致，在机翼前缘布置合成双射流，由于其具有能量效率和射流频率倍增的特点，能够在机翼前缘形成范围更大、更稳定的回流区，因而大幅减少机翼前缘水滴撞击，水滴收集量约为无控状态下的1／4，具有较好的防护效果.本文对于机翼前缘布置合成射流／合成双射流对水滴撞击特性的控制进行了机理分析，对于最佳的射流频率、扰动幅值、不同攻角条件下的射流角度的选取，以及射流温度对机翼前缘的防冰效果有待于下一步工作.参考文献（References）［1］裘燮纲，韩凤华.飞机防冰系统［M］.北京：航空专业教材编审组，1985.Qiu X G，Han F H.Aircraft anti⁃icing system［M］.Bei⁃jing：Aeronautic Specialty Textbook Read and Edit Group，1985 （in Chinese）.［2］Lee S，Bragg M B.Investigation of factors affecting iced⁃airfoil aerodynamics［J］.Journal of Aircraft，2003，40（3）：499⁃508.［3］马蕾，王贤明，宁亮.飞机防冰涂料的研究进展［J］.中国涂料，2014，29（1）：11⁃14，18.Ma L，Wang X M，Ning 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Com⁃putational Fluid Dynamics Conference，Fluid Dynamics and Co⁃located Conferences.San Diego，CA：AIAA，2013.［9］Nagappan N M.Numerical modeling of anti⁃icing using an array of heated synthetic jets［D］.Florida：Embry⁃Riddle Aeronautical University，2013.［10］ Luo Z B，Xia Z X，Liu B.New generation of synthetic jet actuator ［J］.AIAA Journal，2006，43（10）：2418⁃2420.［11］李玉杰，罗振兵.水滴结冰结霜及合成双射流除霜除冰实验研究［J］.实验流体力学，2016，30（3）：27⁃32.Li Y J，Luo Z B.An experimental investigation on the process of droplet icing／frosting and defrosting／deicing u⁃sing dual synthetic jet［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：27⁃32 （in Chinese）.［12］易贤，王开春，桂业伟，等.结冰面水滴收集率欧拉计算方法研究及应用［J］.空气动力学学报，2010，28（5）：596⁃601，608.Yi X，Wang K C，Gui Y W，et al.Study on Eulerian method for icing collection efficiency computation and its application［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28（5）：596⁃601，608 （in Chinese）.［13］ Tong X L，Luke E A.Eulerian simulations of icing col⁃lection efficiency using a singularity diffusion model［C］.43rd 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actuator［R］.AIAA 2002⁃3273，2002.。
液滴撞击随机粗糙表面的动态行为特性研究
液滴撞击随机粗糙表面的动态行为特性研究
陈飞;霍金鉴;王立文;唐杰
【期刊名称】《中国民航大学学报》
【年(卷),期】2024(42)1
【摘要】在航空发动机清洗过程中,通过清洗液滴与叶片积垢撞击实现发动机在翼清洗,因此液滴在随机粗糙表面撞击、铺展、浸润的研究对提升发动机在翼清洗效果有重要意义。
为获得液滴撞击随机粗糙表面的撞击特性,本文研究了清洗液滴在随机粗糙表面撞击、铺展、浸润的动力学行为,重点分析了液滴直径和撞击速度对撞击特性的影响。
结果表明,相比于光滑壁面,由于壁面粗糙度的作用,液滴铺展边缘会产生许多破碎的小液滴,且粗糙结构的凸起和间隙使得间隙内产生气泡进而影响润湿效果;液滴的铺展直径与液滴直径和撞击速度正相关,有助于抵消壁面粗糙度造成的液滴飞溅;壁面润湿程度随液滴直径和撞击速度增加,但撞击速度对撞击核心区域的润湿程度影响较小。
本文研究成果可为优化航空发动机在翼清洗工艺参数提供一定的理论依据。
【总页数】6页(P53-58)
【作者】陈飞;霍金鉴;王立文;唐杰
【作者单位】中国民航大学电子信息与自动化学院;中国民航大学航空工程学院【正文语种】中文
【中图分类】V263.5
【相关文献】
1.液滴撞击不同粗糙度固体表面动力学行为实验研究
2.液滴撞击高温梯度表面的动态行为特性
3.液滴撞击超疏水—亲水混合表面的动态行为特性
4.非等温粗糙表面液滴撞击特性试验与仿真研究
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基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法
基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明【摘要】为了预测二维/三维复杂表面在可压/不可压流动状态下的水滴撞击特性,提出了一种基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法.水滴相和空气相认为单向耦合,空气相流场由N-S方程预先求得.水滴相控制方程基于FLUENT中UDS输运方程框架,自定义编程迭代求解.为了排除壁面处水滴,给出一种水滴撞击壁面边界条件处理方法.引入具有自适应性的人工数值扩散项以增加计算稳定性,避免局部水滴容积分数异常大导致解的奇异.验证计算了二维圆柱和三维球面,通过与公开文献中试验数据的对比,证明了本文计算方法的准确性和有效性,能很好的解决复杂表面在各种流动状态下的水滴撞击特性预测.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2016(033)001【总页数】5页(P8-12)【关键词】UDS框架;水滴撞击;结冰;二相流;数值计算【作者】毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳 110136;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳 110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳 110136【正文语种】中文【中图分类】V211.3当飞机在某些特殊的气象条件下飞行时，飞机表面以及航空发动机相关部件表面，均有可能发生结冰现象。
结冰将改变飞机绕流流场以及发动机进气道流场特性，影响飞机的操纵性和稳定性以及发动机正常工作特性，危害飞行安全。
如果冰层脱落并吸入发动机进气道，可能直接导致发动机停机，最终发生机毁人亡的严重事故[1]。
水滴撞击特性计算，是飞机及发动机结冰研究的首要内容，是结冰冰形预测及防除冰系统设计的前提和基础。
水滴撞击特性计算方法主要分为拉格朗日法和欧拉法。
拉格朗日法把水滴看作离散相，在求解空气相绕流流场的基础上，采用有限差分法追踪水滴在流场中的运动轨迹，从而得到水滴撞击极限及局部水滴收集系数等参数[2-3]。
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中图分类号 ： ２ １ Ｖ ３． ３ 文 献标 识码 ： Ａ 文 章 编 号 ：１７ — ６ ０ （０ １ ４ ０ ３ — ４ ６ ２ ２ ２ ２ １）０ — ０ ２ ０
Ｄｒ ｐｌ ｔ ｍ ｐ ｎｇ ｎｇ Ｃｈａ ａ ｔ ｒ ｓ ｉ ｏ ｅ ｓＩ ｉ ｉ ｒ ｃ ｅ ｉ ｔｃ Ａｎａ ｙ ｉ ｆｔ ｔ ｔｎｇ Ｆａ ｒ ｎｇ ｌ ｓ ｓｏ ｈｅ Ｒｏ ａ ｉ ｉ ｉ
１ 引言 飞 机 及 发 动 机 的 防／ 冰 技 术 是 现代 飞机 研 制 除
中 的一 项 关 键 技 术 ２ 当 飞机 在 结 冰 气 象 条 件 下 ＿ ］ 。 以较 低速 度 飞 行 时 ， 空气 中的过 冷 水滴 容 易 在 飞机
体 对 迎 风 面上 易结 冰 部位 进 行 加热 ， 而 保证 表 面 从
（５ 、０ 、 ５ 、 ０） １ 。２ 。２ 。 ３ 。的局部水 收 集系 数进 行 比较 。
（） 来 流给 定速度 边 界条件 ； １ （） 出 口流 场给定 压力 出 口边界 条件 ； ２ ｆ） 定 义旋 转 轴 ， ３ 给定 区域 人 口处 水 滴 的流 动
方 向和 速度 ， 水滴 人 口速度 为 自由来 流速度 ； （） 壁 面的速 度边 界条 件给 定壁 面的旋 转角速 ４
及 发 动机 进 气 系统 的迎 风 面上 发 生冻 结 ， 而破 坏 从
飞机 及发 动 机 的气 动 性 能 ， 害 飞行 安全 。对 于航 危 空发 动机 而言 ， 风 面结 冰 除 了影 响 发动 机 进 气性 迎 能外 ， 结 冰 发生 脱 落还 会 被 吸入 发 动机 内部并 与 若
度。
由 于 对 部 件 的三 维 流场 进 行 精 确 模 拟 十分 耗 时 ， 虑 到 模 型 的轴 对 称特 性 ， 考 在轴 向来 流条 件 下 ，
可 采用 轴对 称 的方 法求 解旋 转 帽罩周 围的流 场 。
２１ 空气控 制 方程 ．
２４ 局 部水 收集 系数 的求解 ．
变 。考 察 锥 体 的上 表 面 ， 别 对 如 下两 种 工 况进 行 分
研究 。
律 可得 出水 滴运 动 轨 迹 。不 考 虑重 力影 响 时 ， 方 其
程可 表示 为 ：
Ｆｏ
～
。
）
（） ３
（ ４ ） ，
Ｃｏ Ｒｅ
，
Ｆ。 ： 一 。一Ｐ 。 ２ ｄ ４
＼ ＼
Ｌ
式 中 ：。 空气 速 度 ； 为 水 滴 颗粒 速 度 ； ｗ ｕ为 Ｐ 为水 滴 密 度 ； ｄ 为水 滴直 径 ； ｅ Ｒ 为相对 雷诺 数 ， 由下式 确定
Ｒ 三 ！ 二
。
ｆ１ ５
图 １旋 转 帽罩 外 形 图
Ｆｉ １ ｇ． Ｐｒ ｆｌ ａ ｎ ｆｔ ｅ ｒ ｔｔｎｇｆｉｉ ｏ ｉｅｄｒ ｗｉ ｇｏ ｈ ｏａ ｉ ａ ｒｎｇ
鲁ｖ ＝ ＋． ０
ａ
ｍ
＿
（ １ ）
（） ２
假设 帽罩 锥 体微 元表 面 上 水滴 的分 布 密度为 Ｐ ， 流处 水 滴 的分 布 密度 为 ｐ ， 来 。则 、
为：
。
ｐ ＋ （Ｖ ） Ｊ面× ＝ Ｖ ＋Ｖ Ｆ ｇ Ｖ・ ｒ ＋Ｄ ） 一 ｐ ＋ Ｐ￣ （
可 表示
则局 部水 收集 系数 可表 示为 ：
卢＝Ｄ／。 Ｊ ｐ （） ９
采用 用 户 自定 义 函数 （ Ｄ ） Ｕ Ｆ求取 局 部 水 收集 系
数 的算 法 如下 ： 气 流 中含有 均匀 分 布 的水 滴颗 粒 ， 给定 含有 水 滴 的进 口面积 为Ａ， 总颗粒 数为ｎ 则 分布密 度为 ： ，
高 速旋 转 中 的 叶 片发 生 碰 撞 ， 发 动 机 造 成 损 伤 。 对
为此 ， 须 在 发动 机 设计 时对 其 几何 外形 下 的水滴 必 撞 击 特 性 进 行 充 分 研 究 ， 采 取 相 应 的 防／ 冰措 并 除
施。
目前 ， 世界 上 主 流 的发 动 机 防冰 系 统 主要 有 加
ｏ ｅ ｏ－ ｆＡ ｒ －Ｅｎｇ ｎｅ ｉ
ｚ ０ Ｑ ｕ ｙ ｅ Ｄ ＮＧＷｅ， ＨＵ Ｊ ｎｉｎ ＨＡ ｉ—ｕ ， Ｏ ｉ Ｚ ｉ — ａ ｎ
（ｃ ｏｌ ｆ ｃ ａ ｉ ｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｓ ａ ｇ ａ Ｊ ｏｏ ｇ ｎｖｒｉ ， ｈｎ ｈ ｉ ０ ２ ０ Ｃ ｉａ Ｓ ｈ ｏ ｏ ｈ ｎｃ ｇｎ ｅｉ ， ｈｎ ｈ ｉ ｉ ｔｎ ｉｅｓ ｙ Ｓ ａ ｇａ ２ ０ ４ ， ｈｎ ） Ｍｅ ａＥ ｎ ａ Ｕ ｔ
Ａ ｂ ｔ ａ ｔ：Ｂａ ｅ ｎ ｔ ｅ Ｃｏ ｕ ａ ｉ ｎ ｌＦｌ ｉ ｎ ｍｉ ｓｓ ｆｗａ ｅＦＬＵＥＮＴ，ａＬａ ｒ ｎｇａ ｔ ｏ ｓｐｒ ｓ ｎ — ｓｒ ｃ ｓ ｄ ｏ ｈ ｍｐ ｔ ｔｏ ａ ｕ ｄ Ｄｙ ａ ｃ ｏｔ ｒ ｇ ａ ｉ ｎ ｍｅ ｈ ｄ ｉ ｅ ｅ ｔ ｅ ｏｎ ｄ ｔ ｕｍｅ ｉａｌ ｉ ｕ ａｅ ｓ ｐ ｒ ｏ ｌ ｄ ｄ ｏ ｌ ｔ ｍｐｉ ｇ ｍ ｅ ｔｏ ｈ ｌ ｏ ｏ ａｉ ｇ ｃ ｍ ｐ ｎ ｎ ｓｂ ｍｐ ｏ — ｒｃ ｌ ｓｍ ｌｔ ｕ ｅ ｃ ｏｅ ｒ ｐ ｅｓｉ ｙ ｎ ｅ ｎ ｎ ｔ ｅｗａｌ ｆｒ ｔｔｎ ｏ ｏ ｅ ｔ ｙ ｅ ｌ ｙ
不结 冰 ， 优 点是 技 术成 熟 、 靠 ； 者则 通 过水 滴 其 可 后
撞 击 特 性研 究 ， 旋 转 帽罩 等 部件 的外 形 进 行优 化 对 设计 ， 配合 材料 或涂层 技术 来达 到 防冰 目的 ， 样对 这 整机 性 能更 为 有利 ， 同时也 能 使发 动 机 的结 构得 到 简化 。
其 中 ，。 Ｊ 为空 气密 度 ， 为 粘性 系数 。 口
２３ 边 界条 件 ． 求 解旋转 帽 罩周 围流场 的边 界条 件设 置如下 ：
ｆ 对 锥体 半锥 角为 ２ 。 １ ） ０时不 同帽罩 转速 （ ０ ０ ３ ０
ｒ ｉ 、 ０ ｍｉ、 ０ ｍ ｎ及 帽罩 静 止条 件下 的 ／ ｎ ６０ ０ｒ ｎ ９０ ０ｒ ｉ） ｍ ／ ／ 局 部 水收 集 系数进 行 比较 。 （ 对 帽 罩 转 速 为 ６ ０ ０ｒ ｎ时 ４个 半 锥 角 ２ ） ０ ｍｉ ／
作 者 简 介 ： 秋 月 （９ ５ ）女 ， 龙 江 五 常 人 ， 士 研 究 生 ， 要 研 究 飞 机 及 发 动 机部 件 的 防 冰 。 赵 １ ８一 ， 黑 硕 主
第 ２ 卷 ４
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
３ ３
外 形 为 锥 体 （ 图 １。锥 体 长 度 为 ０５ 固定 不 见 ） ．２ｍ，
Ｐ ＝ ／ ｎ Ａ （ ） １ ０
作如 下假 设 ： 过冷水 滴 在流 场 中均匀 分布 ， 以球 ① 且
形存 在 ， 不分 解 ， 不变 形 ； 水 滴 在运 动 过 程 中其 温 ② 度 、 性 、 度 等介 质 参 数保 持 不 变 ； 由于水 滴 密 粘 密 ③ 度 要 远 大 于 空气 密 度 ， 忽 略 由压 力 梯 度 引起 的力 故 和表 观 质 量 力及 气 动 升力 。另 外 ， 由于 重 力对 局 部 水 收 集 系 数 及 收 集 区域 的影 响很 小 ， 忽 略 。 因 可 此 ， 文 只考 虑作 用在 水滴 上 的粘性 阻力 。 本 在拉 格 朗 日坐标 系下 ， 通过 分 析作 用在 水 滴 上 的力 平 衡来 确 定 离 散相 颗 粒 的轨迹 ， 由牛顿 第 二定
ｉｇｕｅ ｅｉｅ ｎｔ ｎ（Ｄ ）ｔｅｍ ｔｏ ａ ｐ ｌ ｄｔ ｓ ｄ ｅｉ ｐｎ ｉｇｃ ａａｔｒ ｔ ｓ ｆｈ ｏ ｔ ｎ ｓｒ ｆ ｄｆ ｃｉ Ｕ Ｆ；ｈ ｅｈ ｄｗ ｓ ｐｉ ｔ ｙｔ ｉｇｎ ｈ ｒｃ ｉ ｉ ｅｒｔ — ｄ ｎ ｕ ｏ ａ ｅ ｏ ｕ ｈ ｍ ｅ ｓｃ ｏｔ ａ
局 部水 收集 系数 是指 微元 表 面 的实 际水 收 集 量 与该 微 元 表 面上 最 大 可 能 水 收 集 量
比 ， 以写成 ： 可 卢＝ ／ … （） ６
之
，
多重参 考模 型 的粒 子跟 踪和 耦合 离散 相轨 迹模 型 是 基 于绝 对 速 度 的质 点 跟 踪 ， 于绝 对 速 度 的稳 基 态旋 转 参考 坐标 系 的连续 性方 程 和动 量方 程如 下 ： 源自第２ ４卷 第 ４期 ３ ２
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
Ｇａ ｂ ｎ ｐｅ ｉ ｅ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴｕｒ ｉ ｅ Ｅｘ ｒｍ ｎｔａ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ
Ｖｏ． Ｎｏ４ １２４， ． ＮＯ ．Ｏｌ１ Ｖ． ２
２１ ０ １年 １ 月 １
摘
要 ： 于计 算流 体力 学软件 Ｆ Ｕ Ｎ 采用拉格 朗 日法 ， 基 Ｌ Ｅ Ｔ， 提出了一种求取旋转部件表面水滴收集系数的方法 ， 并
采 用 用 户 自定 义 函 数 ｆＤ ） 以 实 现 。将 该 方 法 运 用 于 发 动 机 旋 转整 流 帽 罩 的 水 滴 撞 击 特 性 研 究 ， ｕ Ｆ予 结果 表 明 ： 随着 帽
罩 锥体 锥角及转 速的增大 ， 帽罩表面的局 部水 收集 系数沿其表面外形线下降较快 ， 且撞击 区域变小 。
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