机械蜻蜓悬停时的气动力实验研究

为研究蜻蜓等有两对翼的昆虫前后翼相互干扰下的气动力,设计并制作了一个可以模拟蜻蜓悬停的3种拍动模式的机电模型,并以此进行一系列实验,对前后翼相互作用的流场进行了观测。采用染色液流动显示的方法,定性观察了后翼前缘涡在各种不同拍动模式和不同翼间距离时的发展过程,对模型翼在各种拍动模式下的气动力进行了定量测量,并分别从流场结构和力学性能两方面对两翼间的干扰作用进行了分析讨论。     

叶顶间隙流动中的涡结构实验研究

叶顶间隙流动中的旋涡结构是引发导管桨、水轮机等水力机械叶顶间隙空化问题的主要因素之一。与常规船用螺旋桨（叶顶无端壁）上的梢涡流动不同,叶顶间隙流动受叶片载荷分布和间隙尺度（叶片梢部与端壁的距离）共同作用。为了研究叶顶间隙流动中的旋涡结构特性及其影响因素作用机理,本文采用二维NACA0024翼型在空泡机理水筒中,开展了基于旋涡空化观测的叶顶间隙流动显示实验和基于2D-3C PIV的叶顶间隙流场测量实验。通过空化观测实验,获得了叶顶间隙流动中的旋涡整体分布状态,以及间隙宽度、雷诺数和载荷系数等对旋涡强度的影响规律。通过流场测量实验,获得了局部全湿流场（无空化状态）中的旋涡分布规律以及其随不同影响因素的变化规律。结合流动显示实验和流场测量实验,研究了叶顶间隙流动中的旋涡结构形态以及形成机理,并初步阐明了间隙宽度、雷诺数和载荷系数对叶顶间隙流动旋涡强度的影响规律。研究表明,在NACA0024翼型叶顶间隙流动中存在两种主要稳定涡结构,分别是梢分离涡和梢泄涡;稳定涡结构是引起叶顶间隙流动空化的主要因素;翼型攻角和间隙宽度的大小是影响叶顶间隙流动中旋涡结构强度的主要因素。     

利用激光片光技术进行双三角翼剖面流动显示研究

进行双三角翼翼面流动显示研究的目的是为了揭示前、后翼脱体涡的干扰机理和详细结构,进而达到控制表面涡分离的目的,并为计算流体力学建立数学模型提供依据。介绍了采用激光片光技术在风洞中进行双三角翼剖面流动显示研究的广泛和主要结果。研究表明,在较大攻角下,由于后翼涡的强度远远超过前翼涡的强度,后翼涡对前翼涡的诱导作用比前翼涡对后翼涡的诱导作用强,最终两涡将合并在一起,成为单一的旋涡。试验给出了很好的涡结构     

基于TR-PIV的俯仰翼型流动结构实验

翼型俯仰过程中流动结构演化复杂,呈现为多种类型涡之间的相互作用.基于时变粒子图像测速技术(Time Resolved Particle Image Velocimetry,TR-PIV),对雷诺数Re=3.0×105,减缩频率k=0.03条件下,俯仰翼型近壁面流动结构的时空演化进行定量研究.分析结果表明:在上仰和下俯阶段的相同攻角下,下俯阶段的分离点位置更靠近前缘,剪切层不稳定性强于上仰阶段,这种差异与前缘壁面法向速度相对于来流的速度有关;下俯阶段,流场中观察到了沿着吸力面向后缘发展的逆时针旋转二次涡,二次涡促进了顺时针旋转的展向涡脱落,并与展向涡融合,使流场发生剧烈变化;上仰阶段,观察到前缘涡(Leading-edge Vortex,LEV)和剪切层涡(Shear Layer Vortex,SLV)2种不同类型的涡结构,两者在空间位置、结构形态、输运速度等方面存在差异,但也存在联系,剪切层涡促进了前缘涡的发展,前缘涡之间的相互融合形成了大尺度的动态失速涡(Dynamic Stall Vortex,DSV),动态失速涡的发展也受剪切层涡的影响.     

流动显示技术的若干现状与发展

本文概述了流动显示技术的发展状况，介绍了几种新的流动显示方法；阐述了流动显示技术的发展趋势。     

水洞动态测力和流动显示一体化实验技术

研制能够用于低速水流中的三分量内式测力天平，结合氢气泡(或染色液)方法，在水洞(槽)中实现测力和流动显示实验同步进行的动态实验系统，克服了通常测力和流动显示分别在风洞和水洞中进行，实验条件不同给结果分析带来的困难。天平采用高精度位移传感器，避开传统的应变片技术应用于水中所遇到的技术困难。简易飞行器模型的静态和等速俯仰实验结果表明了测量系统的可靠性。     

数值计算数据的流动显示模拟

在风洞试验中，光学流动显示技术是揭示流场特性的重要手段，为了把数值计算数据与流场显示结果进行直接比较，利用可视化技术把数值计算数据转化成阴影、纹影和马赫干涉条纹图像。首先根据有关研究结果和平面流动的特点，导出适于产生计算流场图像的关系式，重新计算流场数据，然后将导出的数据进行颜色编码。为了使图像效果良好、图像生成速度快，还介绍了一种自行设计的，时空效率较高的颜色编码算法。     

液晶膜流动显示技术的试验研究

简要地介绍了一种新型的液晶膜流动显示技术，并且较全面地介绍了在低紊流度风洞，低速风洞和高速风洞中，进行应用试验研究的情况。     

超声速细长梯形翼背风面流型

给出了前缘后掠角65°，双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验马赫数为1．10、1．53、2．53、3．01和4．01，攻角范围5°～25°。借助于蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了脱体和表面流型照片。蒸汽屏显示表明：在机翼背风面三角形区域的脱体流型可在垂直于前缘的法向攻角和法向马赫数构成的坐标平面上，区分出七种不同的流型；在切尖区域，有侧缘分离涡形成，后缘拖出尾涡。从摄取的纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片一起，可获得机翼弓形激波位置随马赫数变化，以及激波－诱导分离线位置随马赫数和攻角变化曲线。在机翼上表面通过油流显示出主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其它有关实验和数值计算结果比较，符合得很好。     

基于旋度计算的流面生成算法研究

三维流场可视化一直以来是个很具有挑战性的问题.介绍了基于流线连接的流面生成方法,针对发散场中流线间距过大的问题,提出基于旋度计算的流面生成方法,通过流线法向量连线生成具有较好视觉效果的流带和流面,最后选取CDC风场数据对算法进行检验.     

尖顶襟翼／涡襟翼干扰对三角翼背风面流动的影响

本文详细地叙述了实验马赫数为０．８和１．５，攻角直到２５°时，尖顶襟翼／涡襟翼干扰对三角翼背风面流动的影响。用蒸汽屏和纹影技术，显示出涡系干扰的流动图像；测量了尖顶襟翼在不同偏角下，三角翼上表面展向压力分布。数据分析表明：偏角、攻角和马赫数对背风面流动特性有重要的影响。指出涡系干扰仅在负偏角下可增大机翼升阻比。     

Numerical Investigation of Flow Separation Control on a Highly Loaded Compressor Cascade by Plasma Aerodynamic Actuation

To discover the characteristic of separated flows and mechanism of plasma flow control on a highly loaded compressor cascade, numerical investigation is conducted. The simulation method is validated by oil flow visualization and pressure distribution. The loss coefficients, streamline patterns, and topology structure as well as vortex structure are analyzed. Results show that the numbers of singular points increase and three pairs of additional singular points of topology structure on solid surface generate with the increase of angle of attack, and the total pressure loss increases greatly. There are several principal vortices inside the cascade passage. The pressure side leg of horse-shoe vortex coexists within a specific region together with passage vortex, but finally merges into the latter. Corner vortex exists independently and does not evolve from the suction side leg of horse-shoe vortex. One pair of radial coupling-vortex exists near blade trailing edge and becomes the main part of backflow on the suction surface. Passage vortex interacts with the concentrated shedding vortex and they evolve into a large-scale vortex rotating in the direction opposite to passage vortex. The singular points and separation lines represent the basic separation feature of cascade passage. Plasma actuation has better effect at low freestream velocity, and the relative reductions of pitch-averaged total pressure loss coefficient with different actuation layouts of five and two pairs of electrodes are up to 30.8% and 26.7% while the angle of attack is 2°. Plasma actuation changes the local topology structure, but does not change the number relation of singular points. One pair of additional singular point of topology structure generates with plasma actuation and one more reattachment line appears, both of which break the separation line on the suction surface.     

航天飞机简化模型的低速流型及其三维分离特性研究

本文系统研究了航天飞机简化模型在迎角0°～50°范围内低速绕流中的不同分离流型。通过油流实验观察到在机翼背风面上呈现的六种流谱形态,机身上呈现的四种流谱形态。实验中在机身上还呈现出一类新的分离形态,其分离线起始于鞍点,但又无禁区性特点。为了对该类分离形态合理归类,文内详细讨论了开式分离和闭式分离在各种流动特性上的差异。在此基础上按其流动特性,将这类新型的分离形态归入闭式分离,并称其为第二类闭式分离。     

翼身组合体流场测量和分析

本文给出了翼身组合体空间流场测量结果,揭示了机身涡、机翼涡随迎角的变化及相互干扰情况。当迎角足够大时,翼面上方流态从破裂涡发展成完全分离流,其尺度可达5～8倍机身直径。     

Planar laser scattering visualization of streamwise vortex pairs in a Mach 6 flow

A series of cross-sectional flow fields of Counterrotating Vortex Pairs(CVPs) generated by a large-scale ramp vortex generator is observed using an ice-cluster-based Planar Laser Scattering(PLS) method in a shock tunnel with a nominal flow Mach number of 6. Combined with a numerical simulation, two streamwise CVPs with opposite rotating directions are identified in the wake flow of the vortex generator with an absence of a boundary layer, namely, a Primary CVP(PCVP) and a Secondary CVP(SCVP). Th...     

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

Visualization Experiments of a Specific Fuel Flow Through Quartz-glass Tubes Under both Sub- and Supercritical Conditions

The present work is a visualization study of a typical kerosene (RP-3) flowing through vertical and horizontal quartz-glass tubes under both suband supercritical conditions by a high speed camera. The experiments are accomplished at temperatures of 300-730 K under pressures from 0.107-5 MPa. Six distinctive two-phase flow patterns are observed in upward flow and the critical point of RP-3 is identified as critical pressure pc=2.33 MPa and critical temperature Tc=645.04 K and it is found that when the fluid pressure exceeds 2.33 MPa the flow can be considered as a single phase flow. The critical opalescence phenomenon of RP-3 is observed when the temperature is between 643.16 K and 648.61 K and the pressure is between 2.308 MPa and 2.366 MPa. The region filled by the critical opalescence in the upward flow is clearly larger than that in the downward flow due to the interaction between the buoyancy force and fluid inertia. Morecover, obvious layered flow phenomenon is observed in horizontal flow under supercritical pressures due to the differences of gravity and density.     

中-大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

在圆锥一圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器（SDBD）,通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究。实验风速5m／s,迎角为25°和30°,采用表面压力测量技术,并通过对压力的积分得到侧向力系数。实验结果表明：通过控制激励器的开、关可以改变圆锥两侧压力分布不对称的模式,从而使得侧向力的大小和方向发生改变。研究表明：等离子体激励器可以对非双稳态下的圆锥前体分离涡流场进行有效的控制。