单气泡上浮运动的层析PIV实验研究

为了揭示上浮过程中的尾流涡结构及其与气泡之间的相互作用，分别采用阴影图像法和层析PIV技术，对单个气泡在静止水中自由Z字型上浮的过程进行了实验研究，得到气泡的形状、运动和三维的尾流速度场。采用"λ" _"ci" 涡判据和有限时间李雅普诺夫指数（Finite-Time Lyapunov Exponent，FTLE），从速度场识别出三维的尾流涡结构和二维的拉格朗日拟序结构。结果表明，Z字型上浮过程中，气泡周围环绕有涡环，涡环会沿运动路径脱落交替的、方向相反的发卡涡；单个发卡涡脱落过程中，涡环一侧的FTLE脊线会闭合形成拉格朗日涡。由此可得到结论，发卡涡的周期性脱落，使涡环相对于气泡的对称性被周期性交替破坏，导致气泡形成Z字型周期运动；单个发卡涡脱落过程中，涡环两侧各自对发卡涡的流体输运存在显著差异。     

超疏水壁面湍流边界层减阻机理的TRPIV实验

利用高时间分辨率粒子图像测速（TRPIV）技术,开展超疏水壁面材料湍流边界层减阻机理的实验研究.在循环水槽中,对超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层瞬时速度矢量场的时间序列进行了实验测量.得到了同一来流速度（0.17m/s）下超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层的平均速度、湍流度及雷诺切应力沿法向的分布规律.提出了空间多尺度局部平均涡量的概念,并以此为特征量检测壁湍流发卡涡展向涡头的中心位置.用条件采样及空间相位平均技术提取了不同法向位置发卡涡展向涡头周围流向脉动速度和流线的空间拓扑,对发卡涡展向涡头的俯仰角进行了对比,并从鞍点-焦点动力系统的角度分析了发卡涡展向涡头附近的流线拓扑特征.研究表明：雷诺数约为13500时,相比亲水壁面,超疏水壁面实现了10.1%的减阻.超疏水壁面平均速度明显增大,雷诺切应力减小,流向湍流度减弱,发卡涡展向涡头俯仰角较小,近壁区相干结构的发展受到抑制.     

某栅格翼导弹减阻外形设计及其阻力特性数值研究

介绍和分析了国内外栅格翼的研究现状和技术难点。为了详细了解栅格翼气动布局栅格内部的流动特性,以及其与阻力设计满足飞行器性能要求的栅格翼,本文开展了几种不同单栅格形状外形的气动特性数值计算。针对传统数值计算中遇到的栅格翼计算网格生成困难、工作量大的问题,利用非结构空间直角网格对于复杂外形易于生成的特点对单个栅格的外形进行了初步选型研究。对于常规导弹和栅格翼导弹的气动性能进行了对比。     

七叶大侧斜螺旋桨空泡特性及梢涡演化数值模拟研究

为研究七叶大侧斜螺旋桨尾流场及梢涡特性,本文基于DDES（延迟分离涡方法）建立了螺旋桨空化流场数值预报模型。为验证所建立数值模型的准确性,进行了多套不同尺度网格的不确定性分析,同时将非定常流动中螺旋桨（VP1304）螺旋桨空泡及梢涡特性计算结果与试验结果进行了对比。随后基于该模型对七叶大侧斜螺旋桨的尾流场及梢涡特性进行了数值分析。计算结果表明：结本文所建立数值模型精度较高,可以准确地捕捉到梢涡空泡及梢涡尾流场特性;同时DDES方法相比RANS方法在对复杂湍流流动的捕捉能力更强,更适用于螺旋桨梢涡捕捉;尾流场网格加密对尾流场模拟及准确捕捉梢涡十分重要,但对螺旋桨水动力性能影响不大;尾流区域的轴向速度场可以分为加速流动区和自由流动区,进速系数越小,自由流动区与加速流动区之间的界限向外扩张越明显;E1619桨在重载工况有明显的梢涡空泡产生,而轻载工况空泡面积较小且无梢涡空泡发生;梢涡在向下游发展过程中会发生相互融合,进速系数越大,融合发生的越晚,梢涡强度也越小;七叶大侧斜螺旋桨在尾流区域会产生一个分支涡,分支涡起始于吸力弯曲面下缘,且与梢涡呈一定的夹角,进速系数越大,夹角越小。     

起动期圆盘尾流的氢泡法观测

 本文综述了氢泡法观测的起动期圆盘尾流区的流动现象。圆盘垂直于来流,流动从静止状态开始以等加速度作加速运动,在起动过程中圆盘后形成一个对称的涡环,涡环逐渐扩大并往下游移动,通过观测得到了涡环的尺寸与位置随时间变化的关系,以及它与尾流中倒流参数的关系。在起动后期涡环脱落并破裂,破裂前尾流中倒流流速达最大值,约为自由流流速的1.3倍,破裂时尾流可能出现大幅度摆动。     

大型水洞中螺旋桨尾流场PIV测试研究

以标准桨DTMB-P4119为试验对象,开展了螺旋桨尾流场测试分析。试验捕捉到了清晰的螺旋桨梢涡和尾涡的流动结构以及梢涡、尾涡片在尾流中的演化。分析比较了三种载况下的尾流特征,利用捕捉到的梢涡涡心坐标计算了部分涡线的螺距角。文章将测试结果与LDV测试数据进行了比较分析,结果表明,PIV与LDV对微观流动结构的测量取得了比较一致的结果。     

混合网格方法研究栅格翼亚跨超声速气动特性

采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声速壅塞时,流动通过在栅格翼上产生网状脱体激波使来流减速至亚声速来进行流量调节,且计算结果与理论估算上下临界马赫数范围一致。对某栅格翼气动布局导弹的计算结果表明,在跨声速壅塞区间内,壅塞有自我调节作用,通过溢流使栅格通道内维持相似流动,从而使栅格气动性能保持基本平稳;同时由于溢流使流量下降,栅格翼升力效率下降,导弹静稳定性减弱。     

反弹自消散系统尾涡控制机制研究

为了研究加快尾涡消散的机理,以获得更合理的尾流间隔,进行了壁面反弹实验的数值模拟计算。实验采取在模拟机翼后缘安置反弹面的方法,诱发反弹二次涡与主涡相交出现不稳定性,以加快尾流衰减。数值计算运用N-S方程,对雷诺应力项采用Realizableκ-ε涡粘模型进行计算,分析经二次涡干涉后尾涡轴向涡量衰减、涡核下沉运动等参数的变化,以探究反弹二次涡对飞机主涡消散的演变影响。实验结果表明,反弹涡对主涡衰减有明显的促进作用。该实验为人工干预缩减机场尾流间隔的研究奠定了理论基础。     

圆周进气对流掺混流动研究

为了研究纯径向向心涡轮出口对流撞击掺混流动组织结构,采用大涡模拟对圆周进气的对流掺混流动进行了数值仿真,并用本征正交分解(POD)方法,提取和分析了不同阶模态下的流动结构。结果表明:在水平截面,底部中心形成一个滞止区,两侧壁面附近均存在一个回流区,且流动是近似对称的;在剪切力作用下,沿流动方向,旋涡结构的不稳定性增强,上游三维涡环结构逐渐拉伸、膨胀,破裂为复杂的涡辫或发卡涡结构,这增强了掺混,从而使得流体间的动量和能量交换增强;POD结果中第1阶模态所占的能量权重最高,表明脉动场中的大部分能量主要集中在此模态,此模态中的流动结构为主要流动结构。     

一个计算喷气翼的考虑非线性效应的涡格法

 本文发展了确定喷气翼气动性能的三维非线性方法。用附着涡和自由涡系统代表翼面、喷流、尾流和翼尖涡,解出弦向和展向载荷分布;同时解出喷流、尾流和翼尖涡的形状。所得结果在大展弦比条件下与实验及其他理论结果相符。本法可应用于各种展弦比、喷流角以及部分喷气情况下。     

EXPERIMENTAL STUDY OF TURBULENT WINGBODY JUNCTION AND WAKE FLOW

ＥＸＰＥＲＩＭＥＮＴＡＬ　ＳＴＵＤＹ　ＯＦ　ＴＵＲＢＵＬＥＮＴ　ＷＩＮＧＢＯＤＹ　ＪＵＮＣＴＩＯＮ　ＡＮＤ　ＷＡＫＥＦＬＯＷＫａｎｇＨｏｎｇｗｅｎ；ＦａｎＭｅｎｇ；ＷｅｉＺｈｏｎｇｌｅｉ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＭｅｃｈａｎｉｃｓ，ＰｅｋｉｎｇＵｎｉ...     

跨声轴流压气机转子尾迹的总压平均方法

对一台跨声轴流压气机转子的尾迹流场进行了数值模拟研究和总压实验测量,结合理论分析方法,研究了面积平均和质量平均这两种常用的总压平均方法在跨声轴流压气机转子尾迹测量中的联系与差异.结果表明:在靠近转子尾缘的测量截面,由于转子尾迹流场中存在总压高而轴向速度低的区域,导致面积平均总压大于质量平均总压;而随着尾迹与主流在下游逐渐掺混均匀,面积平均总压又小于质量平均总压.两种总压平均方法的这一规律性关联可以在研究压气机转子尾迹特征尤其是进行数值计算和实验测量结果对比分析时提供一些有价值的参考.      

旋转舵面的尾迹流动现象

近年来在探空火箭、战术地地弹、地空弹及反坦克弹上广泛采用弹体绕纵轴旋转的方案,它可以克服非对称因素,并简化控制系统的设计。采用鸭翼控制的这种飞航式导弹的转速一般都比较低,每秒仅有几转到几十转。舵面随弹体旋转后引起的Magnus效应在飞航导弹设计中是很重要的因素。这方面的研究国内外已做了不少工作并取得了相当的成绩,但舵面旋转的尾迹流场如何?这一尾迹对导弹的尾翼如何影响?至今我们没有查阅到有关实验资料。本文目的在于利用实验手段观察旋转舵面的尾迹流态,为旋转式飞航武器设计提供定性分析意见。     

椭圆形控制环量翼型气动力的计算

本文用边界层理论与计及分离尾迹影响的位流理论相结合的方法计算控制环量翼型的绕流,用离散涡模型模拟分离尾迹的影响。由上、下翼面分离点处引入离散涡。只是翼型附近尾迹中的离散涡可以自由移动。离翼型较远的离散涡假设为按来流速度移动。忽略射流出口上游的边界层对射流的影响。这些简化使本文的方法十分有效。与实验比较表明,本文的方法能较准确地计算出翼型的分离点位置和分离点前的压强分布。计算出的升力系数与射流动量系数的关系与实验相符很好。     

平片激振对锐缘分离流场宏观作用的实验研究

本文对激振与未激振锐缘分离流场细节进行了比较。结果表明 ,作用于分离点的适当频率的激振对分离流场产生了 6种互相耦合的作用效应 ,它们是 :( 1)从整体上减弱或抑制分离流动 ;( 2 )改变分离区湍流结构 ,加剧湍流运动 ,加快混合和剪切层增长 ;( 3)增强局部区域的回流流动现象 ;( 4 )使分离剪切层再附 ,改变分离流态和分离涡分布 ;( 5)减弱下游流场湍流脉动 ;( 6)增强尾流下弯程度。本文工作为激振控制分离流动技术的工程应用提供了物理基础与指导。     

有无叶顶间隙条件下斜流风机叶轮内部三维流动的数值研究

本文使用NUMECA 的商业软件Fine/Turbo,对一种斜流风机叶轮在有无叶顶间隙条件下的三维粘性流场进行数值研究。在与测量数据比较的基础上,对两种流场的极限流线和二次流图谱及速度分布等进行了分析。揭示了流道中低速流体的输运,“射流—尾迹”流型和叶顶间隙泄漏涡等的形成过程。研究结果表明:二次流和涡运动导致叶道出口流动尾迹发生于外端壁/压力面角域。      

平面压气机叶栅通道分离流动高精度直接数值模拟

采用高精度有限差分格式直接求解二维Navier-Stokes方程组,数值模拟V103平面压气机叶栅分离流动,数值结果表明:在瞬时流场中,吸力面后部发生流动分离,在分离区前端存在大尺度分离涡,分离涡下游是由二次涡和脱落涡交替形成的涡串,直至叶片尾缘,形成以脱落涡为主结构的尾迹;在时均流场中,吸力面后部存在短分离泡,分离区压力分布存在明显压力平台。与逆压力梯度下平板边界层分离流动相比,瞬时和时均流场结构相似;叶栅通道内无量纲涡脱落频率是前者的两倍。与文献计算结果对比表明:叶片表面压力分布除分离区外吻合很好;非定常计算所得分离区轴向长度比定常计算大41%。在分离区内三个二阶统计量均达到最大值,表明流场强非定常性集中在分离区。     

Computational Research of the Main Rotor Hover and Vertical Descent States Based on the Nonlinear Blade Vortex Model

The research is conducted of aerodynamic performance of the Mi-8 helicopter main rotor in the hover state and the vertical descent state, including vortex ring states (VRSs). Total and distributed aerodynamic performance, wake patterns, and main rotor flow patterns are calculated. The findings and results were compared with those provided by other researchers.     

尾流间隔缩减技术综述

当今世界各主要机场的航班延误已经成为影响航空运输发展的瓶颈,在通过空中交通流量管理提高效率的同时,也有许多科研工作者对尾流间隔的缩减进行了大量的研究。一类技术是通过改进进近程序缩减近距平行跑道的尾流间隔;另一类技术是建立尾流的预测模型,对尾涡的消散和输运进行预测,从而产生动态的尾流间隔咨询,获得更多的着陆或起飞时隙。采用上述技术的尾流间隔缩减系统可以减少延误,增大终端区容量。根据运行原理的不同将上述技术概括为:基于偏置进近程序的尾流间隔缩减技术和基于动态预测的尾流间隔缩减技术。对采用上述两类技术的系统作了详细分析,并比较和论述了优劣。     

在尾流激振情况下叶片振动应力预估技术

研究了前排静子叶片的尾流对后排转子叶片振动的影响.采用参数多项式方法和振荡流体力学理论, 求解静子叶片后的尾流场及尾流场作用下转子叶片通道内的非定常流场.把非定常气动分析给出的压力场, 转化为结构动力分析中的载荷压力场形式.根据试验结果得出响应分析中的阻尼, 先求解出各阶谐波作用下转子叶片的响应结果, 再把各阶响应结果进行叠加, 得到总响应.从流场求解到响应求解, 为工程应用初步建立起了一个尾流激振情况下叶片振动应力预估的半经验方法.