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风洞试验中的视频测量技术现状与应用综述 总被引:2,自引:0,他引:2
视频测量(Videogrammetric Measurement,VM)技术因其对试验模型的设计制造无要求,受到国内外风洞试验机构的青睐,本文综述了国外航空航天强国的风洞试验机构所掌握的 VM 技术,并分析了 VM 技术在我国高速暂冲风洞试验中应用所面临的问题,据此中国空气动力研究与发展中心(CARDC)提出了多相机动态标定与基于运动估计的序列图像匹配技术,在暂冲高速风洞高噪声(130 dB 左右)振动环境下,建立了高精度的模型位姿光学测量技术,2米量级高速风洞中的多个应用表明:视频测量的精度高,已用于高速试验模型的姿态与变形测量;另一方面,通过 VM 测量偏折位移场得到光束从摄影中心出发穿过扰流区的光程差,为气动光学效应的研究与测量以及试验模型的壁面流动显示提供新的途径,其光路简单、无需使用价格昂贵的相干光源,因此具有巨大应用前景。 相似文献
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背景导向纹影(BOS)因其测试方法简单、测试区域宽、对流场无影响等特点,在超声速流场密度场的测量中有很好的应用前景。根据相关原理,搭建了BOS测试平台并对设计出口Ma=1.9处于严重过膨胀下的喷管出口密度场进行了测量。对实验获得的图像进行处理,获得了喷管出口区域内完整的定量密度场。运用计算流体力学对相同实验状态下喷管出口流场进行了精细的数值模拟。将其与实验结果进行了对比分析,发现实验结果与数值模拟所得的波系结构及激波强度都能够很好地吻合,特别在射流边界外的密度误差在1%以内。这证明了BOS技术能够在有复杂波系的超声速流场密度场测量中获得良好的结果,为超声速流场密度从传统的定性测量转变到定量测量提供了可靠的测试方法。 相似文献
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基于BOS的气动光学畸变测量与波前重构 总被引:3,自引:0,他引:3
通过系统集成与开发,研究了基于背景纹影(BOS)的高分辨率气动光学畸变测量方法。分析了PIV方式的BOS系统结构与特征。在BOS中,背景点的位移受实验装置的几何参数影响,通过调整这些参数能够改变BOS成像系统的分辨率以及观测区域的大小,这是传统纹影难以实现的。通过简化光路,定量分析了BOS的灵敏度与分辨率之间的相互制约关系。在搭建BOS系统的基础上,研究了蜡烛火焰上方热对流导致的气动光学效应,并根据光线偏折角与光程差之间的关系,实现了气动光学波前重构。结果表明,蜡烛火焰造成的平面波前畸变较好的反映了流场非均匀性带来的气动光学效应,而且其空间分辨率远远高于传统的干涉测量技术。 相似文献
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《航空学报》2023,(4):154-164
旋流燃烧器的结构参数会对航空发动机燃烧室的燃烧过程产生影响,为了获取高分辨率的流场三维信息以分析旋流燃烧器对燃烧室燃烧性能的影响并提出优化策略,可通过背景导向纹影层析(BOST)技术实现复杂流动的三维折射率、密度和温度分布的瞬态重建。首先采用镜头等效光学系统和龙格-库塔光线追迹方法对光线偏折产生的畸变图像进行模拟,在此基础上采用光流方程重建模型对规则和复杂对象的折射率场进行了重建模拟,分析了图像偏移大小的影响因素,计算了测量体、焦距等设置参数对重建误差的影响,提出了背景导向纹影的优化测量设置方法。模拟结果显示采用优化设置参数后重建折射率场较好地展示了湍流旋流火焰的旋进射流、褶皱和涡旋等流场复杂结构。 相似文献
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高灵敏度莫尔偏折法及其在激波风洞流场中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍了一种具有高灵敏度的莫尔偏折法,从理论上分析了其工作和测量原理。并把这种方法用于高超声速激波风洞中流场的显示和测量,获得了几种特殊模型流场的清晰莫尔偏折图,定量计算了高超声速激波风洞中带有凸起物模型三维密度场的分布。 相似文献
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先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明,由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下,封闭圆环的前缘温度在35s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环,其孔壁周边温度在0.5s内能够超过外流前缘驻点温度。 相似文献
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开式空腔气动声学特性及其流动控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空学报》2015,(7)
在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究,采用剪切层扰流法对流场进行流动控制,空腔长深比为4.1。通过对空腔流场的脉动压力试验结果分析,研究了亚、跨声速条件下开式空腔流场的气动声学特性及气动噪声抑制效果,对开式空腔流场气动噪声形成机制及流动控制机理进行了分析。试验结果表明:开式空腔流场气动声学环境恶劣,最大总声压级(OSPL)高达177dB;开式空腔流场存在强烈的自持振荡,声压频谱曲线上存在多个不同模态的单调声;亚声速条件下,采用剪切层扰动法进行流动控制可导致空腔流场气动声学环境更加恶劣;跨声速时,采用剪切层扰动法进行流动控制使空腔流场气动声学环境明显改善。 相似文献
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空腔高速流动包含着复杂波系、旋涡、剪切层等空气动力学典型流动特征,空腔研究中的模型设计、来流马赫数和边界层等参数模拟,以及典型空腔流动/噪声计算与试验结果的差异、缘由等问题亟需解决。综合参考国内外空腔模型参数选取和设计方案,在分析前期前缘平板尖劈构型和角度对来流边界层形态和厚度的影响规律的基础上,通过改变空腔前缘平板尖劈构型和角度来解决上述参数模拟不准和引起计算与试验结果差异等问题,提出了一种典型结构平板-空腔标模(C201)的参数选取和设计方案,给定前缘平板尖劈角度为5°,并利用理论分析、数值计算和风洞试验对该模型设计方案进行了考核验证。综合利用表面流谱、空间流场结构和静/动压测量方法等,获得了亚跨超声速条件下(Ma:0.6~2.0)C201空腔流动/噪声的基本试验数据,并深入分析了该模型的流动/噪声特性及来流马赫数、攻角等参数的影响规律,可为数值计算方法的验证、空腔流动/噪声机理分析和控制方法的构建等提供基本验证数据和借鉴依据。 相似文献
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为探究旋流杯内流动不稳定现象,针对带不同出口张角文氏管的旋流杯冷态流场进行了大涡模拟,并结合PIV试验结果进行了验证。研究结果表明,文氏管出口张角对时均流场的影响主要在旋流杯内部区域,对下游恢复区域基本无影响;旋流杯瞬态流场中存在旋进涡核(PVC)和小涡旋结构,出口张角对PVC的运动频率和形态基本无影响,对小涡旋结构影响较大,相同Q值下,56°张角旋流杯方案的小涡旋结构更丰富;经本征正交分解方法(POD)分析,旋流杯的强脉动结构为PVC和小涡旋结构。56°张角旋流杯方案的小涡旋结构能量更强,脉动幅度较大,能更好地对燃油进行剪切破碎,有利于强化雾化效果。 相似文献
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超声压气机叶型设计方法 总被引:4,自引:0,他引:4
在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。 相似文献
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巴玉龙 《民用飞机设计与研究》2017,(1):69
针对风洞试验二维速度流场,构建了正交分解与流场重构的数学模型。通过对鼓包背风面PIV瞬时速度流场进行分解,发现阶数越低的模态对原始流场的能量贡献率越大,代表了流场中的低频、大尺度流动结构;反之,阶数越高的模态对原始流场的能量贡献率越小,代表了流场中的高频、小尺度流场结构等信息。通过对流场进行低维重构,发现前4阶重构流场几乎不受一些小尺度旋涡的影响,很清晰地显示了流场的主要结构。 相似文献
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超声速喷流混合流场大涡模拟 总被引:4,自引:3,他引:1
以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致,来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构,并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析,揭示了流场结构特征及其时空演化规律,并获得了流场密度脉动特性。 相似文献