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煤油、烟黑和胶纸粘贴油流显示技术 总被引:1,自引:0,他引:1
一、引言 表面油流显示技术是流动显示方法之一,它主要反映物面附近的流动具有简便直观的特点。目前,由于在研究油流显示基本原理和流谱分析理论方面取得了重要的进展,在许多复杂流动研究中,油流显示技术得到广泛应用。与此同时,为了满足不同的试验条件和要求,相应地现出了各种 相似文献
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流场显示在超、跨声速平面叶栅试验中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
姜正礼 《燃气涡轮试验与研究》1998,11(1):1-5
详细介绍了用油流显示法在SB301超,跨声速平面叶栅风洞的试验研究。用油流显示法准确地显示了压气机叶片表面层流附面层分离泡的准确位置和气流在叶栅通道中产生气流旋涡的形状,以及在涡轮叶片表面上的激波位置。在叶栅试验中,用油流显示法并结合试验中的叶片表面M数的分布的测量,是观察叶片表面气流流动情况的的最经济和最直观的一种有效的测试方法,同时还简要介绍了墨水喷注法在叶栅试验中的运用。 相似文献
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《空气动力学学报》2017,(1)
荧光油流摩擦力场测量技术可以得到模型表面的全局摩擦力信息。该技术基于传统荧光油流技术发展而来,运用荧光油流技术作为原始数据获取手段,对试验图像运用HS光学流动算法进行图像处理得到模型表面油膜厚度随时间轴的变化量,依据动量定理对油膜厚度变化量进行计算得到当地的相对摩擦力信息实现表面摩擦力的可视化测量。本文运用该技术在低速风洞中对平板模型、75°平板三角翼、平板-翼型角区三维模型的表面摩擦力场分布情况进行测量,得到各模型表面的相对摩擦力分布和摩擦力线,并与平板模型Blasius层流解和三角翼模型经典流场结构进行对比。试验结果表明:在低速环境下该测量技术可以应用于模型表面摩擦力的可视化测量,所得摩擦力分布及表面流动情况基本可靠。 相似文献
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唐贵明 《气动实验与测量控制》1993,7(3):128-134
本文介绍一种适用于脉冲风洞中显示复杂流动的表面油滴技术及其实验结果。在实验时间为20至500ms的风洞中表面油滴技术能清晰地显示尖前缘翼诱导激波-边界层干扰流表面流谱的详细特征,其特征位置与用铂薄膜电阻温度计和液晶热图测量结果吻合。油流图像表明尖翼高超声速干扰流具有相似于超声速干扰流的锥形特性,大翼偏转角时,存在二次分离再附现象。实验结果证实了尖翼上游干扰角的高超声速相似特性。 相似文献
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利用PIV测试技术从定量的角度实验证实了角区干扰马蹄涡在一定条件下存在着有别于传统"分离奇点"的"附着奇点结构",即对称面最上游的流线并非是从壁面向上抬起而从壁面"分离",而是经由空间的一个奇点向壁面"附着",从而表明表面油流显示中的渐进收拢线可能是附着线而非分离线,因而油流渐进收拢线只是分离的必要条件而非充分条件.PIV实验结果还表明角区干扰马蹄涡存在着三种可能的附着奇点结构,三种附着奇点结构都满足奇点指数拓扑法则. 相似文献
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液晶热图技术在脉冲风洞中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
在短时间脉冲风洞中,对液晶热图实验技术进行了试验,在实验时间为20ms的炮风洞中,获得了清晰的三维高超声速分离流场的热图显示照片,热图照片不仅与油流图谱所显示的特征位置吻合,而且能半定量地显示表面热流的分布。该项技术的研究为国内空气动力学实验研究提供了一项新的方法。 相似文献
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《空气动力学学报》2017,(2)
针对湍流角区三维分离流动中表面油流图画(油流显示)出现的差异和不同性质,综合采用表面油流流动显示、空间PIV实验以及数值模拟探究不同表面流动结构的性质、产生差异的原因及其与空间流动结构的关系。研究表明,较强分离情况下表面油流呈现的两条油流线均为三维分离线,即一次分离线(上游)与二次分离线(下游)。油流线是空间非定常流动的时均结果,空间非定常流动以四涡结构为主。一次分离线(上游)符合Lighthill的收拢渐进线三维分离模式,二次分离线(下游)则符合Maskell的包络线三维分离模式。由于较强的第一主涡和二次涡在近壁面产生强剪切,二次分离线体现出与一次分离线不同的狭窄而清晰的油迹堆积以及低剪切应力特征,因此二次分离线又可称为低剪切应力线。在低剪切应力线两侧是由第一主涡和二次涡引起的较高剪切应力区。 相似文献
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角区流动中马蹄涡系的存在通常会造成不良影响。对圆柱-平板角区流动,在圆柱上游放置一倾斜的小圆棒能够改变角区流动结构。利用油流法和平板表面压力测量方法探讨了湍流流态下不同的小圆棒对平板表面的摩擦力线和压力分布的影响。油流实验揭示了倾斜棒能够改变角区的三维分离,新的分离线由倾斜棒和圆柱共同作用引起;倾斜棒对角区的作用可归类为两种不同的物理现象;倾斜棒能够引起圆柱侧面的分离线向下游发生极大的迁移,导致圆柱底部区域尾迹变窄。平板表面压力测量实验揭示附加的倾斜棒能够极大地改变压力分布情况,角区的逆压梯度相应减小;由此,逆压梯度引起的三维分离必然被削弱。 相似文献
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用于激波风洞中的表面油流流动显示方法 总被引:1,自引:0,他引:1
唐贵明 《流体力学实验与测量》2000,14(2):98-101
介绍了适用于激波风洞的表面油流流动显示方法及其典型显示结果。实验表明应用油滴、油膜及其组合等方法在6~8ms的实验时间内,能够清晰地显示三维突出物干扰引起的层流分离、转捩分离和湍湍分离流及其尾迹流谱。 相似文献
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本文叙述了曲面和任意取向表面表面摩阻测量方法的进一步的发展。介绍了用漫射照明获取薄油等厚度干涉条纹谱的理论根据和实验结果。讨论了通过油流显示图像的分析,自动探测表面流线方位的可能性。所得结论表明油膜法也能应用于复杂的三维流动。 相似文献
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不同雷诺数下翼型气动特性及层流分离现象演化 总被引:1,自引:1,他引:0
低雷诺数下空气黏性效应突出,翼型表面普遍存在层流分离现象,相比常规雷诺数情况气动特性显著恶化。采用带预处理的Roe方法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程的数值模拟技术和低雷诺数低湍流度风洞油流显示试验技术,对FX63-137翼型不同雷诺数下气动特性和流动结构展开深入研究。通过风洞油流显示试验可以清晰获得低雷诺数层流分离流动的两道油流汇集线。数值模拟结果表明其分别为时均化主分离线和二次分离线,两种结果定性定量均吻合较好,证明了本文的研究方法有效可靠;雷诺数从500 000降至20 000,翼型气动特性和层流分离流动结构均发生显著的变化,伴随阻力系数剧增和升力系数剧降,时均化流动结构从附体至出现经典的长层流分离泡,并最终演化为后缘层流分离泡,相应的两种分离泡的非定常流动结构也存在显著差异;对于阻力系数和升力系数而言,存在不同的临界雷诺数,因为导致阻力系数剧增的机理在于经典长层流分离泡的产生使翼型压差阻力大增,而造成升力系数剧降的主要原因在于后缘层流分离泡使得等效翼型后部弯度减小;非定常结果显示正是由于翼型表面漩涡周期性的生成与脱落,才造成了低雷诺数下升力系数的周期性波动。翼型上表面主分离涡即将脱落时,流线在后缘附近再附,升力系数达到峰值;而当流体从下表面向上卷起二次分离涡时,尾部流线大尺度分离,升力系数降至谷值。 相似文献
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横向喷流引起的三维复杂干扰流场结构研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图。 相似文献
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设计加工了压气机叶栅端壁试验件,安置在吸附式叶栅中间通道50%叶展处,用来研究无马蹄涡影响的端壁流场。通过油流显示方法得到了其在设计点4种抽吸流量下的近壁面流线分布。在抽吸缝所在相对弦长处,沿节距方向等距测取了8个试验件壁面静压值。应用Fine/Turbo软件包,采用全通道网格在设计点进行了数值计算,对试验件端壁流场进行补充分析,较好地解释了实验现象。研究发现,吸附式压气机原始叶栅端壁处的马蹄涡压力面分支未与叶型吸力面交汇,因此消除马蹄涡影响的近端壁油流试验件叶型表面负荷水平的提升主要来自于前段弦长范围内,在前40%轴向范围内叶型负荷平均提高了15.5%,并且叶型负荷随着抽吸流量的增加而增加,抽吸效率随着抽吸流量的增加而降低。在数值计算中,通过前缘处近壁面熵分布等值线最小值连线证实了油流实验中测得的角度θ客观上反映了前缘扰动区的作用范围。 相似文献
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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。 相似文献
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斜置平板的低速风洞实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用油流法和烟线法相结合的流动显示技术对不同斜掠角和迎角组合下的斜置平板进行了流场显示和和天平测力实验研究.油流显示结果揭示了斜置平板表面分离流动和再附流动的流动特征;烟线显示结果则揭示了斜置平板周围的涡系结构,从而解释了油流显示中所观察到的现象.通过天平测力,我们得到了斜置平板的滚转力矩特性和升力特性.实验结果表明:在小迎角下,随着模型斜掠角度的增加,一条展向发展的涡流动生成于模型的后掠段,该涡流动使滚转力矩保持为相对较小的正值;大迎角下,从斜置平板模型的前掠尖点生成了一股沿展向发展的涡流动,且随着模型斜掠角度的增加,涡流动的影响范围从模型的前掠段扩展到了后掠段,从而使滚转力矩先减小后增大. 相似文献
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飞船高超声速粘性绕流的数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:2
本文采用稳式NND格式,通过求解三维薄层近似Navier-Stokes方程,数值模拟了飞船高超声速粘性流场。在计算中充分考虑了网格雷诺数和网格分布对计算结果的影响,不但得到了满意的表面压力、热流分布和流场的物理量分布,而且得到与实验观察一致的表面油流图像和分离结构。 相似文献