导管螺旋桨内流场的PIV测量

内流场对于导管螺旋桨的设计和性能分析是至关重要的,利用随车式PIV在中国船舶科学研究中心拖曳水池进行了导管螺旋桨的内流场测量.使用标靶技术建立了物像对应关系,从而修正导管曲率和厚度产生的图象畸变.使用同步控制器实现螺旋桨相位、CCD摄像和激光器的精确同步控制.试验分别在三个不同进速系数J=1.2,1.0 和0.8下进行.试验结果很好地反映了螺旋桨梢涡、毂部涡、以及螺旋桨上下表面脱落的旋向相反的尾涡,以及近导管内壁、桨毂壁面涡层等流动特征.试验表明,涡强都随着进速系数的减小而增加.与螺旋桨前流动相比,导管内螺旋桨后轴向速度沿径向分布的不均匀性明显增强.试验结果表明,对于导管厚度与曲率都空间变化的导管螺旋桨,应用PIV技术进行内流场测量在技术上是可行的.     

水翼叶梢涡空化实验研究进展

针对螺旋桨、水轮机以及导管桨等叶片的梢涡空化现象，国内外学者开展了一系列相关实验研究。本文对梢涡空化起始(或初生)、发展与溃灭(或消失)等3个阶段的实验研究进展及成果进行综述，梳理未来的研究方向及关键问题，为梢涡空化研究提供参考。关于梢涡空化初生问题，基于旋涡理论模型及流场测量技术，对不同翼型的梢涡结构特征进行分析，根据空化发生的相变条件(即气核、低压以及低压作用时间)，初步认识了梢涡空化发生机理；关于梢涡空化发展问题，以辐射噪声骤增为典型特征，借助空泡图像的高速摄影及声学信号同步采集技术，研究梢涡空化形态及对应的辐射噪声特征，通过进一步解释"涡唱"现象，深入认识了梢涡空化发生机理；关于梢涡空化溃灭问题，溃灭发生位置一般远离桨叶等水力机械，对结构物的振动与剥蚀影响很小，本文不作详细阐述。此外，对梢涡空化初生的准确预报，一直是相关理论研究成果应用于工程实际所面临的一个重要问题。归根结底，主要是影响梢涡空化关键参数(比如载荷、雷诺数和水质等)的尺度效应问题和梢涡空化初生预报公式逐渐完善的问题。     

小流量下周向弯曲叶片叶顶泄漏流动的PIV研究

对带有周向前弯和周向后弯叶片的低压轴流风机,采用PIV技术测量小流量工况下叶顶区域瞬态速度场.基于小流量压力峰值工况下的瞬态测量结果,详细阐述了周向弯曲叶片叶顶泄漏涡的演化过程.结果表明:小流量压力峰值工况下,周向弯曲叶片叶顶泄漏涡存在瞬态特性,泄漏涡起源向前缘方向迁移,涡核在向下游发展的过程中不断破碎,沿端壁向通道中部迁移,并发生径向迁移;周向后弯叶片的泄漏涡较周向前弯叶片迁移明显,涡核破碎过程剧烈;周向前弯叶片有利于叶顶泄漏涡的控制.     

长鳍波动推进流向涡结构PIV试验研究

鱼类的高效、低噪声、高机动游动为水下航行体推进技术研究提供了很好的启发与借鉴。尼罗河魔鬼鱼依靠长背鳍波动推进，可以在主体基本不变形下巡游，还可以通过改变波动方向敏捷地倒退或前进。对于这种推进模式国内外已经开展了一些仿生推进水动力实验研究，对流动涡结构也有一些数值计算研究，但对流动涡结构试验研究开展很少，因而数值计算方法也缺乏充分的验证。本文针对MPF（Median and/or Paired Fin，中央/对鳍）模式长鳍波动推进，采用相位同步PIV技术测量了系泊状态下首、中、尾部及尾流不同相位横截面流场，采用相位平均方法计算获得平均速度场，进一步提取分析了流向涡涡结构特征及其随相位的演变规律，为长鳍波动推进涡结构数值预报和水动力机理揭示提供了试验依据与支撑。     

基于层析PIV的椭圆水翼近尾迹梢涡实验研究

梢涡空化作为一种常见的空化现象，广泛存在于水力机械及船舶推进领域。梢涡空化初生与桨叶梢部的旋涡流动密切相关，因此有必要深入研究梢涡流场，揭示其流动特征与空化的内在联系。基于高时间解析度的层析PIV技术，在高速空泡水洞中对椭圆水翼的近尾迹梢涡流场开展了实验研究。结果表明:梢涡在近尾迹区域内存在明显的摆动现象，未考虑旋涡摆动的时间平均会在时均流场中引入额外的误差，因此在梢涡特性的定量研究中有必要滤除旋涡摆动的影响；在水翼脱落剪切层的作用下，涡核中心两侧的切向速度分布明显不对称，且在剪切层与涡核之间存在高速轴向流动区域；梢涡流场中的湍流脉动能量主要集中在涡核内部，且由法向、展向速度脉动主导。结合前人研究，发现法向、展向速度脉动是涡核内部湍流压力脉动的主要来源。     

阀体后90°圆形弯管内部流场PIV测量及POD分析

利用激光粒子图像测速技术对阀体后90°圆截面弯管的内部流场进行测量,获取了弯管流场在不同来流流速及观测截面上的高分辨率瞬态速度场数据.分析了图像相关计算所获得的瞬态及时均速度场,对流场进行本征正交分解,并进一步分析重构脉动场中的涡结构特性.结果表明:流体流经蝶阀在弯管中形成卡门涡街,涡结构信息包含在本征正交分解低阶模态中,脉动场的模态重构可以还原涡的流动特性.     

悬停旋翼桨尖涡的试验研究

为了详细研究悬停旋翼桨尖涡的形成与发展过程,以及旋翼状态参数与桨尖涡及其尾迹的关系,开展了桨尖涡及其尾迹的测量和研究.在研究中采用了Ф2m旋翼模型试验台、单桨叶(翼型为NACA 0015)旋翼模型和二维PIV测量系统,通过改变转速和总距角的状态组合,对桨尖周围及近尾迹局部区域进行了详细的桨尖涡流场测量.通过研究,基本掌握了用PIV测量旋翼动态流场的技术;利用PIV成功地获取了从桨尖前缘至后缘下游近流场的不同方位角截面粒子流动图像;通过后处理获得了合理有效的结果.测量结果表明,桨尖涡在桨叶表面形成的过程中,其强度逐渐增强;桨尖涡的强度与旋翼的桨尖马赫数和总距等密切相关.     

圆柱体绕流尾迹的PIV测量

PIV是一种先进的流场定量测量技术,在生产性风洞中的应用前景非常广泛。利用PIV测量技术,采用双CCD摄像机在EL-5低速生产性风洞中对不同的雷诺数Re下圆柱体绕流尾迹进行定量的测量,给出了圆柱体绕流尾迹的瞬时速度场、涡量场和流场的流线图。通过测量发现剪切层的相互作用是圆柱体绕流尾迹区旋涡形成和脱落的重要因素,并直接验证了Gerrard的绕流尾迹理论;在雷诺数Re=104-105范围内,随着雷诺数的增大圆柱绕流近尾迹区旋涡形成区域长度在逐渐缩短。     

不同相位壁面局部微振动诱导边界层大涡结构

以平板边界层Blasius解为基本流,利用直接数值模拟的方法求解三维不可压缩N-S方程,研究了边界层中不同初始相位壁面局部微振动诱导大涡结构的过程。计算结果表明:壁面扰动初始相位为0或π,大涡结构的初始扰动速度场完全相反,初始相位为0时,大涡结构演化时无论其扰动速度幅值、高低速条纹结构,流向涡量均随时间的增加而增长,壁面平均切应力明显大于平板边界层流动,近壁平均速度剖面变得饱满;初始相位为π时,诱导形成的大涡结构较弱。壁面局部微振动可诱导边界层内形成大涡结构,大涡结构演化特性与局部微振动初始相位密切相关。     

Taylor-Couette流场特性的PIV测量及数值模拟

采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。     

无人机螺旋桨实验天平的研制

螺旋桨实验是一种非常规实验 ,其特点决定了螺旋桨天平的特殊性。为了探索新的扭矩测量方法 ,准确研究螺旋桨的性能 ,设计了螺旋桨实验专用天平。该天平是同步旋转应变天平 ,实验中天平随螺旋桨高速旋转。天平设计要保证质量分布均匀 ,采用特制滑环引出电信号 ,并且天平后端用支架支撑以减小振动。该天平较一般固定式天平复杂 ,但更合理地解决了扭矩测量问题。实验结果表明 ,天平总体方案正确 ,设计合理 ,测量精度高 ,有效解决了小型螺旋桨实验问题     

船舶涡旋流堵漏桨叶位置与涡旋流形成效果的关系研究

船舶涡旋流堵漏方法是为克服现有堵漏手段存在的不足而提出的一种新技术思想。在自行设计制作了专门实验装置的基础上,分别利用柔性桨叶和刚性桨叶进行了一系列涡旋流堵漏实验,定量研究了桨叶工作位置对破口进水量的影响规律,进而揭示了桨叶位置与涡旋流形成效果的关系。实验结果发现:当桨叶与破口处于同一高度且距离破口越近时,对降低破口进水量的效果越明显,使用于堵漏的时间可延长300%以上。这一结论可为船舶涡旋流堵漏方法的完善提供必要的理论基础和实验依据。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术，研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验，试验迎角范围0°~50°，试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据，常规迎角试验采用常规单支杆进行试验，大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明，螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加，纵向静稳定性降低，并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外，在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后，滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出，即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

一种新的临近空间螺旋桨地面试验方法

提出了一种采用轨道拖车搭载螺旋桨的临近空间螺旋桨地面试验方法。利用中航工业特种飞行器研究所的高精度拖车试验台控制螺旋桨前进速度,螺旋桨转速由伺服电机控制。针对新设计的临近空间低雷诺数螺旋桨,依据等前进比和等雷诺数相似准则,进行了螺旋桨在不同飞行高度下气动特性的地面试验研究。通过试验数据与片条理论及CFD方法计算结果的对比分析,验证试验方法的可行性及螺旋桨气动性能。结果表明:(1)由于桨尖马赫数较低,等前进比和等雷诺数相似准则适用于新设计的临近空间螺旋桨地面试验;(2)不同飞行高度下螺旋桨地面试验数据与计算结果吻合良好,说明提出的方法是可行的,可为同类螺旋桨试验提供参考。     

温度梯度环境中潜艇尾流热特征的试验研究

改进了用于实验室热尾流测量的温度测量系统,提高了系统的集成度和抗干扰能力.在水槽中实验研究了螺旋桨推进潜艇模型在有、无温度分层流体中尾流的热特征,得到两种条件下尾流的温度分布和信号衰减规律,分析了两种尾流信号的形成机理及其影响因素,表明在温度分层环境中"冷尾流"信号对探测和识别水下航行的潜艇更为有利,所得结果可为红外反潜和潜艇红外隐身提供更加切合实际的理论支撑.     

螺旋桨径向力风洞试验方法研究

螺旋桨飞机的研制设计过程中,必须了解和掌握动力系统对飞机气动特性的影响.螺旋桨动力系统对飞机的影响主要包括螺旋桨拉力和扭矩、气流斜吹螺旋桨产生的径向力以及滑流影响.螺旋桨径向力的风洞试验在国内尚属探索研究阶段,本文结合型号研制实际应用,对气流斜吹螺旋桨产生的径向力的机理和试验方法进行了研究探索,提出了一种以螺旋桨直接模拟法为基础的螺旋桨径向力风洞试验方法,并通过理论和试验方法完成了试验结果的相关性修正、全机对螺旋桨径向力的上洗等干扰修正,获得了可以满足工程研制使用的螺旋桨径向力数据,可为同类的螺旋桨飞机总体气动布局设计提供参考.     

用热流探针测量激波速度

激波速度测量是激波管和激波风洞运行状态的一个重要参数,压电传感器或光学方法测速系统成本高,而传统电离探针在激波马赫数较低、波后温度达不到空气电离程度的情况下无法满足实验要求。提出了一种使用同轴热电偶作为测速探针来测激波速度的方法,弥补了电离探针在激波马赫数较低时的不足。介绍了同轴热电偶探针测速原理,并设计了测量激波速度的系统电路。通过信号放大电路锁定激波冲激信号,触发脉冲信号发生电路,实现了一种单通道、多测点的激波风洞测速系统。分别开展以温度与热流为触发信号的风洞实验,结果表明只有使用热流信号才能满足激波测速的时间要求。     

小型螺旋桨飞机动力装置特性试验研究

小型螺旋桨飞机的动力装置一般由活塞式发动机和螺旋桨两个主要部分组成。本文用实验验证和理论计算的方法，研究了活塞式发动机和螺旋桨性能传统的估算方法所得到的数据与实测结果之间的偏差，并进一步研究了发动机和螺旋桨性能参数的不同匹配对整个飞机动力装置特性的影响。研究结果表明，传统的估算方法对于装小型活塞式发动机的螺旋桨飞机也是适用的。用传统的估算方法所得到的各种性能数据与实验测试数据比较，相对误差的最大值均低于１０％，这对工程应用来说，是可以接受的。文中还用试验数据和试飞实例说明了对动力装置匹配参数加以优化的重要性。     

开口壁式涵道螺旋桨气动特性数值模拟

涵道共轴双螺旋桨以其结构紧凑、气动效率高、气动噪声低、安全可靠等性能和结构优点,已经被作为一种推力或升力装置广泛地应用到飞行器设计当中。涵道共轴双螺旋桨作为涵道共轴多旋翼飞行器的主升力系统,为了进一步提升其功率载荷和抗风性,文中采用数值模拟方法对其在悬停状态、轴流状态和斜流状态下的气动特性进行了计算分析。提出了开口壁式涵道螺旋桨的主升力系统构型,并对其气动性能进行了计算,得出了开口壁式涵道螺旋桨相比涵道共轴双螺旋桨所具有的优势。     

低速风洞带螺旋桨动力模型支架干扰实验研究

本文给出了 FL-8风洞中螺旋桨处于不同位置的三个飞机模型支架干扰实验结果,分析了影响带螺旋桨动力的飞机模型支架干扰的因素。实验表明,由于螺旋桨滑流的诱导和夹带作用,使腹撑支杆附近的气流沿轴向加速;由于模型支杆的存在,将影响螺旋桨滑流的空间位置和尺寸,这些都将影响支架干扰量的大小,因此,一般不能用无螺旋桨动力模型的支架干扰数据代替有螺旋桨动力模型的支架干扰数据。实验结果还表明,滑流存在对阻力、俯仰力矩支架干扰有一定影响,其影响量与螺旋桨的位置和拉力系数有关。滑流对升力、滚转力矩和偏航力矩支架干扰无明显影响。除单发右停顺状态外,滑流对侧向力支架干扰无明显影响。