高强驻波声场中的湍流

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry)技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流力有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构，而非轴对称的二维结构。     

流线正交坐标下湍流分离再附流的实验研究

本文采用二维激光多普勒测速仪测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离再附流动。湍流边界层在强逆压梯度下于曲壁上分离,而后于后续的平直通道上再附。扩压器进口处的雷诺数为1.2×10~5,速度为25.2米/秒。在新定义的局部斜流线坐标下,给出了实验结果,并做了分析。实验结果表明:在瞬时分离点后的近壁反流中,雷诺剪应力为负值。采用最大雷诺剪应力为尺度,从分离至再附的流动过程,存在着雷诺剪应力的相似分布,同时Schofield-Perry速度分布在正向流动区成立。由雷诺剪应力相似分布及Schofield-Perry速度分布可假设一新的涡粘性湍流模型,其长度尺度来源于Schofield-Perry速度分布,其速度尺度由最大雷诺剪应力、自由流速度和Schofield-Perry速度尺度形成。     

高超声速二维湍流分离流传热特性的实验研究

一、前言 高超声速流的分离再附问题,尤其是湍流边界层分离,引起了国内外气动研究工作者的广泛兴趣。为了解湍流分离再附区的基本流动机理和建立半经验的估算方法,国外在简单的平板-楔二维模型上进行了大量的实验研究,积累了很多实验资料,建立了一些经验关系式。但这些实验大都在楔角小于45度的模型上进行的。内斯特勒等人虽对平板-前向台阶模型测量了台阶前分离区的热流分布,但台阶面上只测得两三个位置的热     

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。     

非对称突扩分离区三维流动特性的激光测量和可视化

用实验方法测量了非对称阶跃扩张管道中湍流分离区的三维速度分布。测量是用自制的双差动型声-光频移二维激光测速仪完成的。管道扩张比为2:1,展高比为3:2,实验雷诺数为5700。在分离区紧靠台阶的下游,测得了一对展向涡,涡心位置随高度略有变动。沿展向再附点的位置也不同,在中心截面再附长度最大,接近两侧壁时分离区有缩小趋势。用激光可视化技术得到了回流区和展向涡的流动图形,与激光测速的定量结果很一致。     

一种应用分裂热膜测量带回流复杂湍流的方法

 给出一种用分裂热膜测量二维非定常湍流流动的方法。提出了两种新的数据处理算法并说明了其在计算精度和其它方面优于现有的数据处理算法。这一方法被成功地应用于对一准二维扩压器内的复杂湍流分离流动的测量。结果表明分裂热膜是测量研究带回流的复杂湍流分离流动的有力工具。     

湍流特性对矩形高层建筑风荷载影响的研究

为研究湍流特性对矩形高层建筑风荷载及周围绕流特性的影响,对4种不同地貌条件下9种深宽比的矩形高层建筑进行了风洞测压试验,考察了湍流度与湍流积分尺度对不同深宽比建筑平均、脉动与极值风压,以及横风向气动力谱和流动分离再附特性的影响规律。结果表明,随湍流度增大,分离流更早再附于侧风面上,郊区地貌下再附点出现位置较开阔地貌提前约30%,且分离流下平均风压减小、极值风压增大(均指绝对值),最不利脉动风压与极值出现位置更靠近前缘;随湍流积分尺度减小,迎风面、背风面与侧风面的平均和极值风压均减小,但湍流积分尺度对分离再附流形态及分离流下的风压分布形状影响不大。相对于深宽比更大的情况,湍流特性对深宽比介于1到2的建筑影响更大。     

涡轮级轮缘封严内非定常流场的准三维LDV测量

研究涡轮级封严内流动和主流的相互作用、相互影响,进一步认识盘腔内燃气入侵等非定常现象,急需流场实验数据验证。针对轮缘封严内空间狭窄、光路安排困难等问题,本文发展了一种用于测量涡轮级轮缘封严内非定常流场的准三维LDV技术,即测量分两步,首先在机匣上安置二维测速系统用符合方式测出径向、切向速度及湍流度,再在轮毂内安置一维探头重复测量,从两次测量数据中计算出轴向速度;该技术借助锁相采样等技术能测出不同动静叶相对位置情况下封严及盘腔内的周期性非定常流场细节,本文给出了部分典型的动态流场测量结果。      

应用LDV研究二元管道内分离流动

应用二维激光多普勒仪测量了二元曲壁非对称扩张通道内的湍流附面层分离流动。得到了时均速度、雷诺应力、平均流动方向角及正反向间歇流动因子的分布。文中给出了所测结果的不确定度,并在激光测速的近壁测量上做了尝试。实验结果分析表明:间歇瞬时分离点对应于附面层内垂直压强梯度的最大值;Schofield的速度尺度和长度尺度可用于形成新的速度相似型;正反向间歇流动因子γpuo与平均流动方向角存在着简单的线性关系。     

测量与预测二维不可压湍流附面层分离

采用激光多普勒技术测量了二维扩压器中可压湍流附面层分离流动 ,得到了时均速度和湍流量 ;表面摩擦系数沿程分布及时均速度分布与经验关系式做了比较。预测中应用准同时粘性 /无粘流匹配模型 ,并比较了两种形状因子 H1=H1( H)的经验关系所得的预测结果。在最大反流以前 ,所预测的附面层特征与实验吻合。     

90°圆截面弯管内三维紊流场实验研究

用CTA热线风速仪和五孔探针, 对一曲率直径比R_c/D=0.87, 直径D=280mm的90°圆截面弯管内部三维紊流流场进行了详细测量和分析。给出了不同雷诺数下弯管内不同截面上时均速度场、紊流动能、总压及静压沿曲率半径方向的分布。      

压气机叶片前缘形状的改进设计

本文使用数值模拟方法研究了压气机叶片前缘形状对叶片气动性能的影响。来流环绕圆弧形前缘表面发生过度膨胀形成吸力峰; 当来流湍流度和雷诺数较低时, 会导致前缘层流分离。虽然椭圆形前缘可以减弱吸力峰, 提高叶片气动性能, 但是椭圆形前缘加工困难, 费用较高, 有鉴于此, 本文设计了易于加工的新型前缘形状—带平台的圆弧形前缘, 它可以明显减弱吸力峰, 达到与椭圆形前缘 (a/b=2)相近的改善叶片气动性能的效果。      

某大负荷涡轮过渡段设计探索

对某大负荷过渡段进行了探索设计和数值模拟。对比分析表明:在支板数很少的情况下，支板厚度分布对主流区的流动影响很小，主要通过叶型曲率分布来影响支板表面逆压梯度和分离。凹曲率和凸曲率搭配可以有效控制轮毂、机匣和支板叶尖的流动分离。可以通过支板周向倾斜改变支板叶型在S1流面的安装角，从而起到改变攻角效应和控制流动分离的作用。在条件允许的情况下应尽可能将支板部分或全部置于主流逆压梯度较小的区域以减小支板表面压力梯度和分离风险。      

高负荷叶片弯曲对壁面流动的影响

测量了低展弦比高负荷涡轮直叶片和正、反弯叶片叶栅端壁和叶片表面静压及流道内损失沿流向的发展, 并对端壁和叶片吸力面上的流动进行了墨迹显示。实验结果表明:叶片正弯增大了叶栅进口段逆压梯度, 并在叶片吸力面前部形成反“C”型静压等值线, 加剧了叶片前缘的鞍点分离和吸力面分离线向叶栅中部的收敛。叶片反弯减小了叶栅进口段逆压梯度, 在吸力面进口形成垂直于端壁的静压等值线, 不仅削弱了鞍点分离, 而且造成吸力面上的自由涡层型分离, 避免了吸力面上、下分离线相交, 因此二次旋涡损失大为降低。      

合成射流控制高速扩压叶栅二次流的数值模拟

数值研究了合成射流控制高速扩压叶栅角区分离,并揭示其推迟分离、降低损失的作用机理。研究发现:合成射流可以显著改善叶栅内流场的时空结构,叶栅出口时均总压损失系数最大降低19.8%,静压系数也提高了近8.8%。合成射流通过周期性地吹/吸气有效控制角区分离,吹气阶段的高动量射流流体增大了吸力面附面层及角区流体的能量,吸气阶段则借助于附面层抽吸作用有效减少了高熵、低能流体的堆积,从而增强了角区流体抵抗流向逆压力梯度的能力、并推迟流动分离,且吸气阶段的流动控制效果明显更好。射流角度和射流动量是影响合成射流作用效果的重要参数,近切向的合成射流有利于向附面层注入动量,增大射流动量也有助于增强流动控制效果。析因设计研究表明,射流角度的影响效应更为显著,但与射流动量之间并不存在交互作用。      

低雷诺数下进气道异常起动现象及其影响因素探析

结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。     

流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响

采用大涡模拟方法、结构化网格建立了低压高负荷透平Pak B叶栅的非稳态数值分析模型,研究了不同流动参数对合成射流控制叶栅流动分离的影响.控制前随着雷诺数的减小和气流攻角的增大,叶栅流动分离区域变大,在气流攻角为5°下发生分离未在尾缘前再附的情况.合成射流控制后,不同流动参数下的流动分离都得到了有效的控制,并且在射流偏角为30°时,合成射流控制效果最好.合成射流使叶栅吸力面的流动分离位置推迟,再附位置前移,分离泡尺寸减小,叶栅吸力面的逆压梯度段缩短,吸力面边界层表面的剪切层在向下游迁移的过程中,没有发生充分的抬升,避免了大尺度涡旋的形成,并且很快地黏附于壁面,进而有效地控制了流动分离.      

高压涡轮转子间隙泄漏流动的非定常特征研究

利用数值方法求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了某跨声速高压涡轮流场的非定常特征,通过详细分析动静干涉对间隙泄漏流动的影响,进一步明确了泄漏流周期性变化的规律和成因.研究发现:静子尾缘燕尾波的外侧分支外尾波是间隙内部流动结构变化的主要原因,间隙泄漏涡的周期性变化则受外尾波和尾迹的共同影响.外尾波深入转子通道内部周期性经过间隙,在间隙前缘附近产生很强的逆压梯度,使间隙前部流动方向明显改变而产生大范围分离.外尾波导致间隙泄漏流量明显增加并周期性震荡.在静子尾迹和外尾波共同作用下,泄漏涡强度出现波动且涡的位置前后移动,使泄漏涡呈现明显的非定常性.      

对安放直机翼的平板测定三维湍流边界层的低、亚音速特性

 本文介绍了在低速和亚音速来流情况下,对一安放着直机翼的平板,在其附体流部分所作的三维湍流边界层特性的测量;讨论了压强梯度和流线曲率对壁面律、尾流律以及湍流应力和混合长分布的影响。 测量结果表明:适用于二维湍流边军层的Coles速度型和混合长分布规律都应考虑当地的压强梯度和流线曲率的影响才能用于三维流情况。本实验测得的三维湍流边界层的亚音速特性在性质上与低速特性无显著区别。     

高负荷吸附式压气机叶栅数值与实验研究

针对无通道激波单纯由强逆压梯度诱导的附面层分离进行了吸附式数值与实验研究.研究对象为某大转折角高负荷吸附式压气机叶栅,利用准三维叶栅通道计算程序（MISES）进行抽吸流场数值模拟,在确定抽吸位置后进行了风洞实验验证.结果表明:抽吸后总压损失系数大幅度降低,对于单纯由强逆压梯度诱导的附面层分离,最佳抽吸位置应该位于附面层分离之后尚未充分发展之处;在确定抽吸位置时可以根据设计状态的分离状况进行;实际中需要的抽吸流量小于计算值;在数值计算中,具体的抽吸模型还有待进一步改进和修正,以使数值模拟更加准确.