大型水洞中螺旋桨尾流场PIV测试研究

以标准桨DTMB-P4119为试验对象,开展了螺旋桨尾流场测试分析。试验捕捉到了清晰的螺旋桨梢涡和尾涡的流动结构以及梢涡、尾涡片在尾流中的演化。分析比较了三种载况下的尾流特征,利用捕捉到的梢涡涡心坐标计算了部分涡线的螺距角。文章将测试结果与LDV测试数据进行了比较分析,结果表明,PIV与LDV对微观流动结构的测量取得了比较一致的结果。     

轴流压气机转子尖部三维复杂流动Ⅱ——数值模拟研究

在实验研究和理论分析的基础上,对亚声速压气机转子尖部复杂流动做了数值模拟研究,旨在进一步深入研究叶尖间隙和进口总压分布对转子叶尖复杂流动的影响。首先通过对与实验条件相同的转子尖部复杂流动的数值模拟研究,校验了数值模拟结果,并分析了转子尖部复杂流动速度场、压力场和涡量场分布特性。然后通过改变叶尖间隙尺度和进口总压分布,研究了二者对近叶尖复杂流动的影响。研究结果表明:当叶尖间隙小于1%叶片弦长时角区旋涡的发展是导致转子失速的关键;而当叶尖间隙大于2%叶片弦长时叶尖泄漏涡的发展是导致转子失速的关键;改变进口总压分布可以合理地组织转子尖部流动并扩大转子工作裕度。此外,通过观测近叶片吸力面二维涡线的发展趋势可以判断叶尖复杂流动的发展状态。     

喷流对飞机尾流涡影响的试验研究

飞机产生的尾流涡,特别是大尺度的翼尖涡,对尾随其后的飞行器是非常有害的,本文旨在探索利用飞机发动机产生的喷流加速尾流涡消亡的方法。试验采用简化的飞机模型(有尾翼),建立了包含一对翼尖涡及一对反向旋转的尾翼涡(通过以负迎角安装尾翼得到)的4涡尾流系统。在无外来扰动的情况下,不同的尾翼设置下得到的尾翼涡对翼尖涡的作用效果不同,有的能导致翼尖涡提前消亡,有的则不能。考察了不同强度的喷流对不同4涡尾流系统的影响,且作为对比,对无尾翼(2涡系统)及无喷流下的各种情况也分别作了观测。试验在拖曳水槽中进行,运用体视粒子图像测速(SPIV)技术,观测了与模型拖曳方向垂直的、从机翼后缘到下游约45翼展间均布的一系列切面。结果表明:当喷流直接作用于涡时,其效果主要取决于两者之间的初始距离及相对强度;而当喷流作用于整个4涡尾流系统时,其引入的扰动对不同的系统均能起到一定程度的改善作用,这种作用的关键在于利用喷流优化对翼尖涡进行扰动的机制,而不仅仅取决于喷流的强度。     

超声速光学头罩流场的PIV研究

在马赫数Ma=3. 8超声速风洞中.采用PIV(Particle Image Velocimetry,粒子图像测速)技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布.PIV技术应用于超声速流场时,对系统的硬件配备、示踪粒子的跟随性以及PIV算法的精度有很高的要求.本文PIV系统选用高精度的同步控制器和高能量激光器;以纳米级粒径的粒子作为示踪粒子,通过斜激波响应实验分析了其在超声速流场中的跟随性;并采用多种高精度速度场算法对粒子图像进行处理.实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布.     

汽油液膜喷射和圆喷射雾化过程的PIV测量对比研究

利用PIV设备,在相同喷射压力和不同喷射脉冲下对分属液膜射流和圆形射流两种理论喷射类型的典型喷油器-涡旋喷孔和双喷孔喷油器的汽油雾化性能进行对比研究.研究表明:涡旋射流的油锥前锋以及外缘部分的油膜破碎均匀且雾化效果较好;双孔射流的雾化油滴粒子都集中分布在喷射中心线上,且油膜连接比较完整,雾化效果较差.涡旋射流雾化粒子的速度场分布比较膨胀和发散,而双孔射流的雾化粒子集中分布在中心线上(与浓度分布规律一致);相同时刻,双孔射流雾化粒子的速度绝对值最大值均明显大于涡旋喷孔.针对两种喷嘴都存在:喷射过程中越靠近喷嘴出口处的区域速度绝对值越大,而停喷后,高速区都集中在喷雾的前锋;在一定的喷射压力下,喷射结束时的贯穿距离与喷射脉宽基本呈正比关系.     

前体涡诱导双极限环摇滚流动特性的实验研究

通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理.实验结果表明,前体涡与机翼翼面流动的相互作用使模型在正负滚转相位处分别出现极限环摇滚运动;正负滚转相位过渡是模型运动惯性与气动力共同作用的结果.     

正弦型来流条件下大气表面层特性的研究

导出了正弦来流条件下的大气表面层平均风速及湍流强度的计算式.在环境风洞中使用粒子图像速度仪(PIV)对正弦来流条件下的大气表面层平均风速廓线和湍流强度进行了测量.结果表明:正弦型来流条件下所模拟的大气表面层在不同高度上风速均呈正弦规律波动,测量得到平均风速与导出计算式结果一致,相当于在定常风速廓线基础上叠加一个周期与主流风速一致、振幅随高度变化的正弦波动函数.每一个相位的湍流强度沿高度的分布均与定常来流条件下的湍流强度有着相似的变化规律,且湍流强度的大小随相位变化呈现一定的波动性.     

月球（火星）中子（水冰）探测仪初步方案研究

中子（水冰）探测仪在月球、火星和太阳系其它天体的水冰存在和含量分布的探测中有重要应用。文章主要介绍了美国、俄罗斯等国在月球、火星水冰探测中的中子探测仪的使用情况和探测结果,以及搭载于奥德赛（Odyssey）火星探测器上的中子谱仪、高能中子探测仪和＂月球勘测轨道器＂（LRO）上的月球勘测中子探测仪、计划搭载于美国＂火星科学实验室＂（MSL）上的中子反射动能测量仪的主要原理。最后提出了我国的一种中子探测仪的初步方案设想。     

旋转带肋直通道湍流流动TR-PIV实验

采用高频粒子图像测速系统(TR-PIV)测量了旋转带肋通道内的主流平均速度、雷诺切应力、再附点等参数,并研究其沿程变化规律,通道高宽比为1,肋的阻塞比为01,雷诺数为10 000,旋转数从0变化到052,实验结果表明:静止时流动呈对称分布,但旋转后产生的哥氏力会极大地影响通道内的湍流流动,随着转速的增加,主流速度型偏向后缘面,前缘面涡系结构不断增大,再附点不断后移,而后缘面正好相反,并且这种趋势会沿程发展;前缘面附近的雷诺切应力变得越来越弱,而后缘面则越来越强,沿程雷诺切应力极值基本不变,但下游区域有所扩大。      

不同压比状态下超声速射流冲击斜板的声场/流场特性

为研究超声速射流冲击斜板的噪声特性及声源特性,针对不同压比下,超声速射流流场及声场分别进行了高频PIV（particle image velocimetry)测量与远场噪声测量。PIV测量结果可观测到激波格栅形成过程以及冲击斜板对它的影响。声场测量结果可捕捉到自由射流与冲击射流中不同的纯音频率随压比增加的转变过程。通过一一对比各纯音模态与流场模态,可区分各纯音模态的声源特性。结果表明:当压比在2.0~3.2之间时,共出现五种纯音模态:A模态纯音频率为剪切层大尺度涡脱落频率,此时流场呈现同轴模态;d模态和e模态中纯音频率主要为冲击纯音频率,且e模态出现时流场转化为螺旋模态,这是一种不稳定模态;当压比大于等于2.53时,纯音模态稳定成单一模态B,B模态纯音频率为啸叫频率,其流场结构转化回同轴模态,啸叫频率对斜板的存在与否不敏感;啸叫频率随着压比的增加逐渐减小,其二次谐频在基频幅值较小的方向上会出现一个强声波辐射。