二维激光多普勒测速系统用于测量湍流分离流动

 为解决具有回流区的高湍流度分离流动的二维测量问题,研制了一种偏振分离型二维激光测速系统;测量了非对称阶跃扩张管道中湍流分离区的平均速度向量分布;得到了回流中心位置和回流区长度等参数;部分实验结果同数值模拟结果作了比较。     

马赫数6柱-裙激波/边界层干扰直接模拟

高超声速激波/边界层干扰比超声速工况下具有更强的可压缩效应,再附之后会形成极高的局部力/热载荷,严重影响飞行器飞行安全。而激波/湍流边界层干扰区附近流动的三维特性使得流动更加复杂而难以预测。采用直接数值模拟对高超声速条件下的柱-裙激波/湍流边界层干扰进行了详细研究,特别是对Görtler涡结构对分离泡、物面压力和热流造成的展向差异开展了定性和定量分析。研究发现,干扰区附近的分离泡结构呈现出明显的三维效应,且Görtler涡展向分离位置截面的分离泡要明显小于再附位置,而这两个截面上分离泡的运动基本同步,没有明显的延迟或超前现象。物面压力和热流在展向出现显著的不均匀性,展向再附位置的平均压力和热流要比展向分离位置分别高13%和16.2%,脉动压力和热流比展向分离位置分别高28%和20%。截面流向速度特征正交分解结果显示两个位置上的能量都集中在剪切层附近,并且展向再附位置上低频模态占有更高的能量。在采用模态重构流场分析分离区面积发现,展向分离位置重构误差更小,而展向再附位置上的重构误差收敛更快。     

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

通过水槽氧气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点炎注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发脱：分离点和分离翦切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼利迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。     

高分辨率激波/边界层干扰时间演化过程分析

在超声速风洞中开展了湍流边界层与圆柱相互作用流场研究，试验马赫数为3.4和3.8。圆柱安装在试验段底板上，安装位置的边界层为充分发展的湍流边界层，研究了圆柱直径和高度对流场结构和压力脉动的影响。采用基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术获取了流向和展向流场精细结构，激波系和马蹄涡结构均可清晰分辨。通过展向流场图像可以发现干扰区内激波与湍流结构的相互作用具有明显的非定常性。采用动态压力传感器测量了圆柱前方相互作用区域的压力脉动特性，在激波足区域压力呈现11～38 kHz的宽频分布，推测主要由激波足与涡结构相互作用及滞止区涡结构的破碎引起。随着圆柱高度的增加，激波足附近测点对应的特征频率有所降低；上游测点则发现了0～3 kHz低频区能量的增强，这主要是由分离区引起的，表明在一定高度范围内高度的增加增强了流动分离。     

收缩-扩张形气膜孔提高气膜冷却效率的机理研究

为了揭示收缩-扩张形孔提高气膜冷却效率的机理,选择了两种典型的气膜孔:圆柱形孔和扇形孔,进行了数值模拟对比研究.湍流模型选取Realizable k-ε模型,壁面函数采用增强壁面函数.结果表明:圆柱形孔射流法向动量很大很集中,生成了较强的耦合涡,冷却效率最低;扇形孔减弱了射流的法向动量,并产生了一定的展向速度,冷却效率得以提高;收缩-扩张形孔减小了射流的流向厚度,增大了射流的展向宽度,且产生了更大的展向速度,扩大了射流的覆盖区域,形成了与圆形孔及扇形孔射流相比作用相反的耦合涡,使气膜更好地贴附于壁面,气膜冷却效率高于其它两种孔形的效率;相对于圆柱形孔和扇形孔,收缩-扩张形孔的平均气膜冷却效率,在吹风比为0.5时,分别提高了约110%和15%,在吹风比为2时,分别提高了约560%和60%.      

基于热色液晶的异型气膜孔气膜分布特征的可视化实验

通过在气膜孔下游不同位置设置涂有热色液晶的黑色尼龙网,根据尼龙网上的彩色无量纲温度轮廓,对圆柱孔、水滴孔和簸箕孔在吹风比为0.5,1,2下的气膜分布状况进行可视化实验研究.结果表明:气膜孔沿主流流向的扩张会降低出流平均动量,较小程度地减弱了肾形对涡强度,使气膜的覆盖范围和气膜厚度都有所增大;展向扩张使出流平均动量降低的同时使其具有展向速度分量,明显降低了肾形对涡强度,显著增大气膜覆盖范围、降低气膜厚度,增强气膜的贴壁性;吹风比增大使气膜脱离壁面的趋势增强,降低气膜覆盖范围;排孔的相邻孔的出流会相互影响,有利于将气膜压向壁面,相比单孔来讲排孔的冷却效果和气膜覆盖效果更好.      

涡轮导向器几何与气动参数对通道涡影响的实验与数值研究

通过风洞实验和数值计算,对某型涡扇发动机原型和改型涡轮低压导向器进行了详细的流场测量与数值模拟,以考察在具有大扩张角前置机匣的涡轮导向器流道中,多种几何与气动参数变化对通道涡形成和发展的影响,特别是叶片弯曲对通道涡位置及强度的影响。结果表明:由于导向器进口前的机匣段上端壁子午扩张引起流动分离,并在叶栅进口形成远大于普通叶栅实验的大厚度进口边界层,弯叶片对通道涡位置的影响与其它进口条件下的实验结果有所不同,表现为叶片正弯引起上通道涡核心位置上移,进口分离、大厚度进口边界层以及叶片正弯引起的叶片表面静压变化是造成这一现象的根本原因。     

微型扑旋翼的运动测量与气动特性分析

采用实验测量和数值仿真相结合的方法研究了微型扑旋翼多自由度复杂运动及运动与气动特性之间的相互作用。基于机械式扑旋翼运动模型,使用高速摄影测量和数字图像处理的方法,测量了扑旋翼的运动与变形,并将此结果作为数值仿真的输入,进一步研究了翼的气动特性。结果表明:1)扑旋翼的拍动角近似三角波变化,旋转角随时间线性增加,俯仰角在初始迎角附近波动,并有三个波峰;2)弦向弯曲度的变化规律近似为三角波,沿展向不同位置有相位差异,展向扭转角的变化规律接近于梯形波;3)扑旋翼运动产生的翼尖涡、前缘涡与后缘涡形成了复杂的涡环,涡结构的变化决定了翼的瞬态气动力的产生;4)扑旋翼的柔性变形能够带来平均和峰值升力的提高。     

纳秒等离子体激励控制翼型流动分离机理研究

为研究纳秒介质阻挡放电(NSDBD)等离子体控制翼型流动分离的物理机理,采用已建立的NSDBD唯象学模型耦合非定常Navier-Stokes方程模拟纳秒等离子体对流场的作用。使用非定常雷诺平均NavierStokes方程(URANS)和大涡模拟(LES)两种求解方法,研究纳秒等离子体激励对NACA0015翼型流动分离控制。结果表明:NSDBD等离子体激励促使边界层提前转捩,转捩对控制流动分离起重要作用;NSDBD激励开始时在翼型前缘形成展向涡,展向涡促使分离剪切层失稳并最终进入尾迹,展向涡贴近壁面运动,将外区的高能气流带入近壁区,使上翼面流场结构发生变化,然后翼型前缘流动提前转捩促使流动经过一个小层流分离泡后发生湍流再附,最终在上翼面形成稳定的附着流动。     

大子午扩张涡轮扇形叶栅变工况性能实验研究

为了研究大子午扩张低压涡轮变工况下的流动性能,分别对大子午扩张低压涡轮的两套不同的扇形叶栅进行气动实验研究。在设计进口气流角条件下,分别进行不同高亚声速马赫数出口变工况实验研究;在出口马赫数不变的条件下,完成变攻角实验。分析了大子午叶栅流动损失特点和二次流的影响规律。结果表明:大子午扩张实验叶栅出口存在两个明显的高损失通道涡,上通道涡位于展向1/3位置,远离上端壁,且强度明显大于下通道涡。随着马赫数增加,叶栅出口流动损失增加了15%。大子午扩张涡轮端壁曲率影响近端壁叶片的压强分布和变工况敏感性,优化端壁曲率将有助于流动状态的改善。     

基于表面压力信息的空间流向涡识别方法

旋涡与表面的相互作用广泛存在于各类飞行器的绕流中，旋涡影响飞行器表面的压力分布，引起其气动特性的改变。而表面压力分布同样反映飞行器绕流中复杂涡系的空间流动特征，结合迎角、侧滑角等来流参数，可以判断飞行器受力状态和运动趋势。以平面点涡和“镜像涡”理论为基础，建立基于表面展向压力分布曲线的空间涡识别方法。根据截面展向压力分布曲线是否存在因主涡诱导下洗气流产生的正压区，定义流向旋涡的近物面流动和远物面流动；根据二次涡相对于主涡的位置，定义压力分布曲线的“近二次涡侧”和“远二次涡侧”。利用展向压力分布曲线“远二次涡侧”的1/4峰值、峰值及其展向位置，识别流向旋涡空间位置特征和强度特征。搭建涡-面相互作用试验平台，比较空间流场测量结果和表面压力信息识别结果，验证该方法有效性。研究结果表明：通过表面压力分布曲线可以辨识流向旋涡的空间位置和强度特征，空间流场测量与基于表面压力信息的旋涡识别结果的关联性分析验证了该方法的有效性。为重构飞行器周围旋涡流动结构，以及实现飞行器气动力的预测奠定了重要的技术基础。     

湍流边界层中马蹄涡的实验研究

采用~种新的流场显示方法(激光片光运动法)和不同实验方案对湍流边界层中的马蹄涡(或称发卡涡)进行了实验研究,其中包括马蹄涡的生成和发展过程。实验结果表明,湍流边界层中马蹄涡的~种主要生成方式是二次不稳定。其生成和发展过程既不同于层流中人工生成的马蹄涡;也不同于目前存在于人们观念中的那种完美的马蹄涡。这种马蹄涡有以下特征:(1)涡头部分展向尺度不断线性增长,最后固定在某个尺度;(2)涡头部沿流向作匀速运动;(3)流向涡管存在拉伸和变形。     

大子午扩张涡轮端区的流动传热及端区正弯效果的数值研究

为了研究大子午扩张涡轮端区流动和传热特性,并研究叶片端区正弯技术在大子午扩张涡轮中的气动和传热效果,对某大子午扩张涡轮静叶进行数值模拟。运用SST湍流模型精确捕捉流动结构,并进行了气动和传热预测的有效性实验验证。通过分析结果,对大子午扩张涡轮端区流动和传热特性以及两者相互影响关系进行了深入研究,分析了端区正弯技术在重组大子午扩张涡轮端区流动以及合理分布热负荷的应用效果。结果表明:大子午扩张端壁导致涡轮端壁附面层的强烈分离,通道涡分离点提前约15%,高传热区受马蹄涡和通道涡的强烈影响;端区正弯有效地改善了大子午扩张静叶端壁的附面层分离,减小前缘的热负荷25%,提高涡轮的气热性能。     

2DPIV视场布置方案研究

针对大迎角旋涡三维分离流动空间速度场的测量,介绍了一种能够减小2DPIV实验透视误差的视场布置方案,并将该方案应用于大迎角前体非对称涡流动二涡区截面流场的研究中,比较SPIV和2DPIV同步测量结果的差异。实验结果表明,该视场布置方案能够将2DPIV所摄截面旋涡区速度分量u、v的透视误差由原来的14%、18%减小至5%以内(相对于来流风速V∞)。该视场布置方案可将2DPIV测量旋涡涡心的位置误差控制在流场结构空间分辨率的范围之内。     

双三角翼的翼面压力分布与空间涡态相关分析

本文将双三角翼翼而测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析，分析表明：垂直于双三角翼翼面的典型横截面上压力系数Ｃｐ展向分布与空间涡态有明显的相对应关系，Ｃｐ分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态，Ｃｐ峰值随α变化反映了涡强随ａ的变化，Ｃｐ峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置，ＣＰＭＴＤＨＧＡＥ Ｒ ＧＵ ＦＪＧ ＲＣ ＪＭＤＹＢ Ｉ的破裂。     

细长体空间涡系的观测

本文用流态显示技术和空间总压测量,对于钝头和尖拱形头部两个细长旋成体模型在中等和大迎角状态的复杂背涡系进行了实验研究。侧重于“二次分离区”的流动观察和测量。实验表明:在中等迎角时细长体背风面上存在有一对二次涡,它们的旋转方向相反;靠外侧的一个涡尺度较大,其旋转方向与同侧主涡相同,当同侧主涡破裂时,它也发生破裂。随迎角进一步增加此涡呈现出从物面上间断地形成和脱落。     

自由剪切层中的三维不稳定性

本文是在文[1]的基础上研究自由剪切层中由Kelvin-Helmholtz不稳定波发展而形成的展向大涡结构的三维不稳定性。以大涡结构为基本流动,将稳定性分析归结为二维特征值问题,用pseudo spectral(伪谱)方法数值求解。研究发现:在没有亚谐波存在的情况下,大涡结构的最不稳定的扰动波是流向波长和其相同。展向波数较高,有对流特性的三维扰动波。它在剪切层中的发展与展向涡量的分布有关,大涡结构的涡核不稳定性和辫子不稳定性是流向涡形成的主要力学机制。本文还给出了不同雷诺数下三维扰动波增长率与展向波数的关系,这些结论与实验及数值模拟结果基本一致。     

D300mm×3420mm圆管内旋转流流场的LDV实验测量

利用激光多普勒测速仪（LDV）对直径D300mm×3420mm圆管内的旋转流场进行了实验测量,重点测量切向速度与轴向速度的分布以及湍流强度分布。测量结果表明圆管内的旋转流是Rankine涡结构形态,旋转流强度沿轴向存在着明显的衰减特性,且最大切向速度的径向位置沿轴向逐渐向内移动,即由上游的刚性涡逐渐向下游的准自由涡和刚性涡组合过渡;轴向速度的分布存在着很大的不均匀性,在r=0．5R区域存在一个轴向速度的低速区,甚至出现上行,但在轴向位置z〉10R后轴向速度全部向下,并向均匀分布发展;圆管内的切向湍流强度比轴向湍流强度大一倍,两者的湍流强度在准自由涡区径向分布比较平均,中心刚性涡区域的湍流强度比较高,而且随轴向位置的变化衰减不明显。     

大子午扩张涡轮端区的流动传热及端区正弯效果的数值研究

为了研究大子午扩张涡轮端区流动和传热特性，并研究叶片端区正弯技术在大子午扩张涡轮中的气动和传热效果，对某大子午扩张涡轮静叶进行数值模拟。运用SST湍流模型精确捕捉流动结构，并进行了气动和传热预测的有效性实验验证。通过分析结果，对大子午扩张涡轮端区流动和传热特性以及两者相互影响关系进行了深入研究，分析了端区正弯技术在重组大子午扩张涡轮端区流动以及合理分布热负荷的应用效果。结果表明：大子午扩张端壁导致涡轮端壁附面层的强烈分离，通道涡分离点提前约15%，高传热区受马蹄涡和通道涡的强烈影响；端区正弯有效地改善了大子午扩张静叶端壁的附面层分离，减小前缘的热负荷25%，提高涡轮的气热性能。     

超声速湍流边界层与圆柱相互作用试验

在超声速风洞中开展了湍流边界层与圆柱相互作用流场研究,试验马赫数为3.4和3.8.圆柱安装在试验段底板上,安装位置的边界层为充分发展的湍流边界层,研究了圆柱直径和高度对流场结构和压力脉动的影响.采用基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术获取了流向和展向流场精细结构,激波系和马蹄涡结构均可清晰分辨.通过展向流场图像可...