【摘 要】
：
本文通过对不同普朗特数下的有翅片侧加热腔的数值模拟来研究不同瑞利数范围下普朗特数对腔内流动和传热的影响。研究发现，普朗特数对有翅片侧加热腔内流动影响很大，流动发展到准定常阶段后腔内翅片下游波动的剧烈程度随着普朗特数的升高而降低，腔内自然对流的临界瑞利数随着普朗特数的升高而升高。传热方面，普朗特数对相同瑞利数下的侧加热腔内侧壁的努赛尔数有影响，传热效率随着普朗特数的升高而升高，高普朗特数下的腔体传热
【机 构】
：
北京交通大学土木建筑工程学院力学系,北京100044
论文部分内容阅读
本文通过对不同普朗特数下的有翅片侧加热腔的数值模拟来研究不同瑞利数范围下普朗特数对腔内流动和传热的影响。研究发现，普朗特数对有翅片侧加热腔内流动影响很大，流动发展到准定常阶段后腔内翅片下游波动的剧烈程度随着普朗特数的升高而降低，腔内自然对流的临界瑞利数随着普朗特数的升高而升高。传热方面，普朗特数对相同瑞利数下的侧加热腔内侧壁的努赛尔数有影响，传热效率随着普朗特数的升高而升高，高普朗特数下的腔体传热明显高于低瑞利数的情况。
其他文献
本文利用渐近理论求解了不可压边界层对于壁面局部振动的线性感受性问题。在分析中选取了特定形式振源使得其产生的扰动波可以和中性曲线下肢的TS(Tollmien-Schlichting)波产生共振，可以激发出不稳定模态。在振源附近，建立并求解三层结构(Triple-Deck)方程得到了壁面处的解析解。通过分析这个解，得到了在距离局部振源足够远的下游地方的扰动波的行为，得到了对应的感受性系数随着振源频率的
羽流广泛存在于自然界和工业应用中。本文利用二维数值模拟的方法研究了不同瑞利数下开口腔上的羽流流动现象和特征。结果 表明，不同瑞利数下开口腔上的羽流在初始和充分发展阶段的流态具有显著差异。随瑞利数的变化开口腔上羽流在充分发展阶段存在由对称到非对称、定常到非定常流动的演化。通过进一步的数值监测，揭示开口腔羽流的传热传质特性。
自然和工程领域存在广泛的多相湍流问题，例如，形状各异的细菌或微生物在空气或水中的运动、雾霾天气中雾霾颗粒的运动和扩散以及造纸和纺织中纤维的输送等，因此研究湍流中颗粒的运动具有重要的实际意义，同时，湍流中的颗粒运动特性研究也是湍流基础研究的热点课题之一。本文采用Jeffery方程数值模拟亚Kolmogorov尺度的非规则颗粒在均匀各向湍流中的旋转特性。数值模拟结果表明：首先，颗粒的旋转能(旋转角速度
“密度界面(density interface)”广泛分布于大气、海洋与其它地球物理流体中.本文将Batchelor and Proudman (1954)“快速畸变理论(Rapid Distortion Theory)"应用于研究“非湍流层(non-turbulent layer)"/"湍流层(turbulent layer)”的密度界面对湍流的影响.基于Carruthers and Hunt
使用LES数值仿真超声速平面混合层，在保证速度比、密度比不变条件下，通过改变入口的总压来实现雷诺数的改变。对比不同雷诺数条件下速度混合层厚度、标量混合层厚度、标量混合率。获得雷诺数对速度混合层、标量混合层、标量混合率的影响规律。
高马赫数飞行时，飞行器头部会产生激波，自由流扰动先与激波作用，激波后的扰动再通过一定的感受机制进入边界层。因此，自由流扰动与激波的相互作用是高速边界层感受性问题中不可缺少的一环。本文暂不考虑反射，采用直接数值模拟方法研究了熵波、涡波与斜激波的相互作用，给出了激波后各扰动的特性和激波前后扰动的幅值之比。数值结果和理论符合很好。研究发现，当激波后流动为超声速时，入射角度为-90°到90°时，波后激发快
对于超声速飞行器的设计，层流-湍流转捩是必须要考虑的问题，也是流体力学研究的热点话题。在超声速飞行条件下，飞行器钝头体附近产生弓形激波。当气流穿过激波后引起熵增从而形成熵层，该熵层向下游流动，则将包围着飞行器表面，从而增加表面气动热流。因此研究熵层的流动稳定性，对于飞行器气动热防护的设计具有实际意义。
对于超音速飞行器的翼型设计来说，提高层流边界层的流动稳定性，预测和推迟转捩具有重大意义。在工程中，超音速飞行器一般采用后掠翼，而后掠翼转捩则由横流不稳定性则主导。由于转捩是一个非常复杂的过程，目前还没有非常可靠的方法来预测转捩位置，在工程上比较成功的方法是结合线性稳定性理论的方法。后掠翼的前缘可以近似为椭圆柱，本文采用基于线性稳定性理论的方法分析了迎风轴长度、雷诺数和马赫数的变化对超音速无限展长后
将基于当地关联的γ-Reθ转捩模型引入到自研多块结构网格求解程序，以建立粘性计算自动预测边界层转捩的能力。具体方法中，通过引入两个由当地变量定义的关于间歇因子和当地转捩起始动量雷诺数的输送方程，及一组新的经验关联关系来模化边界层的转捩过程，采用LU-SGS隐式算法进行数值求解，并通过模块化开发方法进行程序实现；通过低速Aerospatiale-A翼型、S809翼型、NLR-7301高升力两段翼型、
喷流是一种重要的流动控制手段。本文采用直接数值模拟方法计算了基本流场，基于流动稳定性理论，分析了冷却喷流流动特征，揭示了流动控制的机理。结果 表明：喷流与来流之间不仅形成了混合层，而且由于唇口的存在导致了卡门涡街的出现；卡门涡街在向下游演化过程中逐渐衰减，同时直接或间接激发出混合层内的不稳定波，不稳定波经过线性和非线性演化后会出现幅值饱和状态；合理的参数设计可以有效减小卡门涡街的波长，使得卡门涡街