翼型尾缘噪声源空间分布与辐射特性关系

详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移.      

宽高比对矩形喷管射流湍流强度影响试验

采用热线风速仪对不同宽高比圆转矩形收敛喷管射流宽、窄对称面上的湍流强度进行了试验研究,得到其沿径向和轴向的分布特征,揭示了流体微团正向脉动变化规律.湍流强度沿径向逐渐减小,宽高比小于8时,随宽高比增加而提高,宽高比大于8后,略有减小.宽、窄对称面上的湍流强度分布规律相同;在射流中心线上,湍流强度沿轴向呈现增大趋势,宽高比小于8时,随着宽高比增大而提高,大于8后,湍流强度有所降低,分布规律不变.      

带尾支杆的超音速弹丸湍流底压计算

尽管在超声速湍流情况下，尾支杆对弹丸底部压力的影响没有层流情况下的影响大。但是实验研究表明，带尾支杆的超声速弹丸湍流底部压力随湍流边界层和对厚度增加而增加，随天平尾支杆的相对直径增加而减小。     

带尾支杆的超声速弹丸湍流底压计算

尽管在超声速湍流情况下，尾支杆对弹丸底部压力的影响没有层流情况下的影响大。但是实验研究表明，带尾支杆的超声速弹丸湍流底部压力随湍流边界层相对厚度增加而增加，随天平尾支杆的相对直径增加而减小。本文介绍一种考虑圆柱体上边界层状态以及尾支杆对绕弹丸超声速湍流底压影响的计算方法，计算结果和实验数据吻合较好，还根据计算和实验结果分析了尾支杆对底压系数的影响。     

燃油喷嘴雾化特性试验研究

为了检验某型航空发动机燃油喷嘴改进设计效果,利用相位多普勒粒子分析仪对燃油喷嘴的雾化性能参数进行试验研究。得到雾化液滴的索太尔平均直径的空间分布、轴向平均速度、脉动速度及其湍流度的分布情况。结果表明:轴向平均速度呈凹盆状分布,脉动速度呈双峰状分布;喷雾中心湍流度大,喷雾边缘湍流度小。随着供油压力增大,在相同测试截面上,喷雾的范围和中心区域粒径变大,边缘位置粒径变小。在相同供油压力下,随着与喷嘴距离的增加,喷雾范围增大,喷雾的轴向平均速度和脉动速度减小,轴向速度的湍流度波动幅度减小。     

基于CFD的拖锥管路最佳长度确定方法研究

本文提出了一种基于CFD分析的拖锥管路最佳长度确定方法。此方法是在分析拖锥重量、阻力以及拖锥管路力学特性后,利用CFD分析飞机在各试验状态下尾流的分布情况,确保拖锥不在湍流区域内,从而得出各试验状态下拖锥管路的最佳长度。该计算方法在ARJ21-700飞机的拖锥管路最佳长度确定时得到应用,计算结果与飞行试验结果吻合,表明了该方法计算精度高且能有效缩短试验周期。     

前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术，直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SST k-ω湍流模型的RANS方法，对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟，对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明，翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加，流场结构间的干扰增强，导致涡流强度和穿透深度增加，从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比，涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%，减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失，并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升，总压损失的增大幅度相对小很多，说明通过合理的参数选择，翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。     

双油路离心喷嘴雾化油滴的平均和脉动速度场的实验

采用相位多普勒粒子分析仪对某型航空发动机双路离心喷嘴的雾化油滴的速度场进行了实验研究,得到了雾化油滴平均速度、脉动速度及湍流度的分布.实验结果表明:供油压力不变时,同一个测量横截面内,随着径向距离x的增加平均速度和脉动速度呈凸形分布而湍流度呈下凹形分布;随着测点与喷口之间轴向距离z的增加,主、副油路共同工作时油滴的平均速度减小而脉动速度和湍流度增大.随着供油压力增加,油滴平均速度增加而湍流度减小.     

多处损伤平板的剩余强度研究

进行了多处损伤平板的剩余强度试验,用净截面屈服准则、塑性区连通准则和修正的断裂韧性准则分别计算了MSD平板的剩余强度,并把预测结果与试验进行了对比。结果表明对不同的主裂纹长度和不同的韧带长度,净截面屈服准则预测结果的误差较大,而且偏危险;塑性区连通准则对较长的韧带预测结果的误差较小,而修正的断裂韧性准则对较短的韧带预测的误差较小。研究了不同的主裂纹长度对平板剩余强度的影响,主裂纹长度的增加使平板的剩余强度减小。     

可压缩混合层中的大尺度结构及其作用初探

利用粒子示踪图像流动显示技术和粒子图像测速技术(PIV技术)研究了对流马赫数Mc=0.38时可压缩混合层发展早期出现的大尺度结构的形状和特性,并将这些混合现象与湍流脉动场结合起来研究了这些大尺度结构对流动混合效率的作用.将粒子示踪图像和湍流脉动强度场对比以后发现:混合层流动中早期出现的大尺度结构沿着顺时针方向旋转着向前移动;该结构上的流体微元具有高涡量.由于该结构旋转和高涡量产生了较大的诱导速度,加上该结构的非定常性导致在这些大尺度结构频繁出现的区域具有很高的脉动强度,从而可能带来较高的混合效率.     

不同密度材料颗粒对两相湍流调制的实验

 在颗粒雷诺数较小范围内,针对不同密度材料颗粒对气相湍流的调制规律进行了实验研究。采用相多普勒颗粒分析仪(PDPA)测量了气粒两相圆湍射流中气相速度和湍流度的分布,比较了相同形状、相同粒径和体积分数近似相同时玻璃微珠和聚苯乙烯颗粒分别存在时的两相射流流动的气相速度和湍流度。实验发现:不同密度材料的颗粒对气相平均速度的调制作用差别不明显,但对气相湍流度的调制作用显著不同。在近场区域,密度大的玻璃微珠对气相湍流度的增强作用高于密度小的聚苯乙烯颗粒;在远场区域,气相湍流度被削弱,并且密度大的玻璃微珠的削弱作用强于密度小的聚苯乙烯颗粒。该研究为进一步提出合理的两相湍射流的控制方法提供了理论依据和指导。     

交叉射流特性的试验研究

本文研究了稳燃腔中交叉射流两相流动。使用三维激光粒子动态分析仪 (PDA)测量了正三角形截面副射流与主射流速度比为 2 .5时的交叉射流流动 ,获得了粒子湍流脉动强度及粒子在交叉射流尾迹中的浓度分布     

Large-eddy Simulation of Near-field Dynamics in a Particle-laden Round Turbulent Jet

This article investigates the near-field dynamics in a particle-laden round turbulent jet in a large-eddy simulation (LES). A point-force two-way coupling model is adopted in the simulation to reveal the particle modulation of turbulence. The particles mainly excite the initial instability of the jet and bring about the earlier breakup of vortex rings in the near-field. The flow fluctuating intensity either in the axial or in the radial directions is hence increased by particles. The article also describes the mean velocity modulated by particles. The changing statistical velocity induced by particle modulation implies the effects of modulation of the local flow structures. This study is expected to be useful to the control of two-phase turbulent jets.     

湍流边界层相干结构空间拓扑形态的 层析TRPIV测量

用层析TRPIV(time-resolved paticle image velocimetry)技术精细测量了水洞中平板湍流边界层三分量速度的时空序列信号,提出了空间局部平均多尺度速度结构函数的新概念描述湍流多尺度涡结构的空间拉伸、压缩、剪切变形和旋转.用空间局部平均多尺度速度结构函数对湍流脉动速度进行了空间多尺度分解.用空间局部平均多尺度速度结构函数的新概念,根据湍流多尺度涡结构在空间流向的拉伸和压缩特征,提出了新的湍流相干结构条件采样方法,检测并提取了层析TRPIV数据中相干结构的“喷射”和“扫掠”事件中的速度、涡量等物理量的空间拓扑形态.发现在喷射和扫掠事件中均存在一对反向旋转的准流向“马蹄形”涡结构.      

湍流边界层各向异性张量模式的实验研究

使用高时间分辨率粒子图像测速技术在水槽内精细测量平板湍流边界层内不同流向、法向位置的瞬时速度矢量空间场的时间序列信号。利用实验数据对湍流各向异性的涡黏张量模式进行了实验研究,给出了湍流边界层不可压缩槽道湍流中各向异性的涡黏张量各分量的空间分布规律。各向异性的涡黏张量分量的空间分布揭示了流向平均速度的法向梯度对雷诺应力三个分量的不同贡献。涡黏张量三个分量空间上的不同规律说明对涡黏张量的各向异性的考虑是合理的,而各向同性的涡黏模型不适宜描述剪切湍流雷诺应力的物理本质。     

180°矩形弯管流场的LDV测量

采用激光多普勒测速仪（简称LDV）对180°矩形弯管内流场进行了测量,得到时均速度、湍流强度等数据。除靠近内壁r^＋=0．1位置,弯管纵截面上的切向速度沿轴向基本不变,但靠近弯管上下壁面的切向速度逐渐减小直至为零。在弯管的主流区域,0°～60°之间的纵截面上,内侧切向速度增大,外侧切向速度减小;60°～180°之间的纵截面上,内侧切向速度减小,外侧切向速度增大。在整个弯管段内,内侧切向速度总是大于外侧的切向速度。由于受到边界层分离和二次流的影响,90°～180°纵截面上r^＊ =0．1位置的切向速度产生明显的变化。轴向速度值远小于切向速度值,并且沿轴向变化不大。轴向速度的正、负之分,说明了二次流的存在,并且二次流的旋转中心从外壁向内壁移动。切向和轴向湍流强度的数量级一样,基本在0．1V。左右。切向湍流度在150°～180°纵截面r^＊ =0．1位置的变化很大;但是轴向湍流强度分布比较平稳,其值沿轴向和径向变化不大。     

贴壁方柱湍流场TR—PIV实验研究

采用时变粒子图像速度场测试技术（TR—PIV），对低速循环水槽中贴壁二维方柱绕流湍流场进行了细致的测量。通过对实验得到的30000个连续瞬态速度场进行分析，得到了时均速度场和流线图谱，以及流向、法向速度分量的脉动强度场和涡量场。此外，对脉动速度时序信号进行谱分析，得到了流场中低频大尺度相干结构脱落频率。通过对瞬态速度场的分析，揭示了贴壁方柱绕流的旋涡脱落及其发展过程。     

湍流对轴心通风器油气分离过程的影响

通过CFD数值计算对某航空发动机轴心通风器试验装置内强旋两相流动进行研究,采用DRW模型模拟湍流速度脉动对油滴运动轨迹的影响。结果表明,湍流引起的颗粒弥散对分离过程有着重要的影响,合理的增大湍流强度是提高轴心通风器分离效率的有效途径。该结果时于航空发动机轴心通风器设计理论计算有一定的参考价值。     

超疏水壁面湍流边界层减阻机理的TRPIV实验

利用高时间分辨率粒子图像测速（TRPIV）技术,开展超疏水壁面材料湍流边界层减阻机理的实验研究.在循环水槽中,对超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层瞬时速度矢量场的时间序列进行了实验测量.得到了同一来流速度（0.17m/s）下超疏水壁面和亲水壁面湍流边界层的平均速度、湍流度及雷诺切应力沿法向的分布规律.提出了空间多尺度局部平均涡量的概念,并以此为特征量检测壁湍流发卡涡展向涡头的中心位置.用条件采样及空间相位平均技术提取了不同法向位置发卡涡展向涡头周围流向脉动速度和流线的空间拓扑,对发卡涡展向涡头的俯仰角进行了对比,并从鞍点-焦点动力系统的角度分析了发卡涡展向涡头附近的流线拓扑特征.研究表明：雷诺数约为13500时,相比亲水壁面,超疏水壁面实现了10.1%的减阻.超疏水壁面平均速度明显增大,雷诺切应力减小,流向湍流度减弱,发卡涡展向涡头俯仰角较小,近壁区相干结构的发展受到抑制.     

航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器，并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下，应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究，实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量，获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构，形成回流区；流场旋流作用强，横截面流场存在顺时针大涡；主燃孔射流和掺混孔射流作用明显，射流穿透深度较大，对流场结构影响显著；高温高压状态下，流场结构与常温中压状态类似.