基于时间解析PIV的圆柱绕流尾迹特性研究

采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据,进行流场和频谱特性分析,探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性,以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法,系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明:在圆柱后方存在一个低速回流区,其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域;圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域,湍流脉动最强;圆柱绕流尾迹中,旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右;基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效,可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程,在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。     

旋转圆柱绕流的PIV实验研究

投弃式海流剖面仪(Expendable Current Profiler,XCP)周围流场是典型的旋转圆柱绕流.探头周围流场对探头的运动状态起决定性作用,这直接关系到探头的测量性能,因此有必要对旋转圆柱周围流场进行实验研究.实验在循环水槽中进行,通过PIV对雷诺数保持不变(Re=1000)、不同圆柱旋转速度比(α=0、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0、4.5和5.0)的圆柱下游尾流场进行研究.通过选取不同旋转速度比的任一时刻的瞬态流场,来分析旋转对圆柱尾流结构的影响.为了获得流场的频率信息,对所获得流场信息进行能谱分析来获取涡旋的脱落频率,并进一步使用正交模态分解对流场进行分析,给出了流场主要拟序结构及其能量与转速比的变化趋势.发现圆柱旋转改变圆柱尾流结构,使尾迹尺度变小.在旋转速度比0≤α≤2.0时,存在明显的周期性涡旋脱落,并且涡旋脱落的频率有逐渐升高的趋势;而且当转速比2.0<α≤5.0时尾迹流场的周期性减弱,涡旋脱落变得不明显,流场表现出低频、剪切层的区域特征.随着转速变大,涡旋尺度变小.在较高旋转速度比时,流场中能量被重新分布.     

LDV 技术用于測量振动圆柱尾迹

本文应用 LDV 技术在水槽中初步研究了静止和振动圆柱的尾迹特性。测量了尾迹中涡的脱落频率,振动圆柱与尾迹涡系统的频率锁定特性,静止及以锁定频率振动的圆柱尾迹中的平均速度和湍流度分布等,其结果与用热线技术测量的相符。     

圆柱尾迹影响下近壁湍流低速条带的特征

利用氢气泡流动显示方法,对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析。结果表明:与没有尾迹扰动的情况相比,在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小,圆柱距离壁面较近时这种减小更显著,可达到22％;而当圆柱离壁面较远时,尾迹对条带平均间距的影响减弱,其最大减小量的出现向下游推迟。另一方面,尾迹的作用并未使条带间距的统计分布性质发生改变,它们仍然符合对数正态规律。     

圆柱体绕流尾迹的PIV测量

PIV是一种先进的流场定量测量技术,在生产性风洞中的应用前景非常广泛。利用PIV测量技术,采用双CCD摄像机在EL-5低速生产性风洞中对不同的雷诺数Re下圆柱体绕流尾迹进行定量的测量,给出了圆柱体绕流尾迹的瞬时速度场、涡量场和流场的流线图。通过测量发现剪切层的相互作用是圆柱体绕流尾迹区旋涡形成和脱落的重要因素,并直接验证了Gerrard的绕流尾迹理论;在雷诺数Re=104-105范围内,随着雷诺数的增大圆柱绕流近尾迹区旋涡形成区域长度在逐渐缩短。     

用Euler方程计算某些特殊的二解分离流动

采用非定常Ｅｕｌｅｒ方程、总体时间步长，隐式时间推进，计算了几种特殊类型本的二维有分离绕流。一类是光滑的圆柱体，在跨音速时计算出因激波诱导分离而周期性地脱落在尾迹上的非对称涡排。另一类是带尖角的物体，如三角形柱体，计算出从尖角处脱落在尾迹上的分离旋涡，形成卡门涡街，对这两类物体，计算的平均阻力系数，分离涡脱落的Ｓｔｒｏｕｈａｌ数以及流态都与实验接近。结果表明，对于这类绕流问题，用非定常Ｅｕｌｅｒ方     

用 Euler 方程计算某些特殊的二维分离流动

采用非定常Ｅｕｌｅｒ方程、总体时间步长、隐式时间推进，计算了几种特殊类型钝体的二维有分离绕流。一类是光滑的圆柱体，在跨音速时计算出因激波诱导分离而周期性地脱落在尾迹上的非对称涡排。另一类是带尖角的物体，如三角形柱体，计算出从尖角处脱落在尾迹上的分离旋涡，形成卡门涡街。对这两类物体，计算的平均阻力系数，分离涡脱落的Ｓｔｒｏｕｈａｌ数以及流态都与实验接近。结果表明，对于这类绕流问题，用非定常Ｅｕｌｅｒ方程计算，具有一定工程实用意义。     

双极性等离子体激励器圆柱绕流控制实验研究

在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离.实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场.实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力.在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好.     

基于层析PIV的椭圆水翼近尾迹梢涡实验研究

梢涡空化作为一种常见的空化现象,广泛存在于水力机械及船舶推进领域。梢涡空化初生与桨叶梢部的旋涡流动密切相关,因此有必要深入研究梢涡流场,揭示其流动特征与空化的内在联系。基于高时间解析度的层析PIV技术,在高速空泡水洞中对椭圆水翼的近尾迹梢涡流场开展了实验研究。结果表明:梢涡在近尾迹区域内存在明显的摆动现象,未考虑旋涡摆动的时间平均会在时均流场中引入额外的误差,因此在梢涡特性的定量研究中有必要滤除旋涡摆动的影响;在水翼脱落剪切层的作用下,涡核中心两侧的切向速度分布明显不对称,且在剪切层与涡核之间存在高速轴向流动区域;梢涡流场中的湍流脉动能量主要集中在涡核内部,且由法向、展向速度脉动主导。结合前人研究,发现法向、展向速度脉动是涡核内部湍流压力脉动的主要来源。     

基于自由尾迹方法的共轴式双旋翼流场分析

建立了一个适合于共轴式直升机双旋翼流场特性分析的自由尾迹计算方法.该方法中,桨叶模型采用了升力面/涡格法,尾迹则使用畸变的自由尾迹模型,以更好地模拟流场特性及计入桨尖三维效应.通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,表明了该计算方法的有效性.然后,着重计算分析了共轴式直升机的旋翼尾迹结构和诱导速度分布,并与单旋翼情况进行了对比.结果表明:悬停时,与单旋翼相比,共轴式双旋翼在旋翼下方的诱导速度更大,但并非两幅单旋翼诱导速度的迭加;前飞时,随前飞速度的增加,上下旋翼间的相互干扰逐渐减弱.     

无动量亏损尾迹的实验研究

采用尾缘吹气的流动控制技术,改善静子尾迹区流动.使用热线风速仪对静子尾迹区在不同吹气量下的轴向速度进行了测量,得到了在纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流这4种工况下尾迹区的轴向速度分布、中心点速度频谱图以及尾迹特征长度沿流动方向的变化.实验测量结果表明,无动量亏损尾迹和纯尾迹工况相比改善了静子出口速度的均匀性,并改变了涡脱落特性.无动量亏损尾迹特征长度与x0.35成正比关系,而纯尾迹时的特征长度沿轴向与x0.37成正比关系变化.     

高宽比为5的悬臂正方形棱柱气动力特性

通过风洞实验研究了一端固定于壁面、另一端为自由端的三维正方形棱柱气动力特性。实验中模型宽度 d =200mm,高宽比为5,来流风速为U ∞=13m/s。基于U ∞与 d 的雷诺数Re d =1.73×105。研究发现,三维方形棱柱时均阻力系数(CD )与升力系数根方差值(C′L )都明显小于二维方柱的对应值,且三维方形棱柱的涡脱落频率也相对较低。三维方柱绕流与气动力存在2种典型状态:一种是类似卡门涡街的展向涡交替脱离状态,此时柱体阻力较大,且升力出现大幅周期性波动;另一种是展向涡呈准对称状态脱落,此时阻力较小,而升力无明显周期性波动。第一种状态所对应的 C′L 明显大于第二种状态的对应值,在柱体下半部分前者 C′L 为后者2倍左右,2者差异随着向自由端的靠近而逐渐减小。此外,当第一种状态发生时,有限长棱柱气动力的展向相关性也明显强于第二种状态。上述2种典型状态交替随机出现,使有限长棱柱气动力具有明显的非平稳特性。     

并列双圆柱尾流切向喷射控制研究

采用PIV实验研究雷诺数为4000、中心距比为1.1的绕并列双圆柱流动施加切向喷射的尾涡控制特性。发现尾涡流场呈现双稳态偏流流型,偏向间隙流的存在将导致圆柱附近时均尾流场沿圆柱中心轴线不对称。分析圆柱尾流涡旋的分布情况和升力频谱,发现可以根据喷射角度θ及射流动量系数C_μ的大小将切向喷射尾流的控制效果分为无效区（θ≤20°或C_μ < 0.135）、非完全控制区（θ > 20°且C_μ > 0.135）和完全控制区（θ > 35°且C_μ > 0.304）。在非完全控制区,切向喷射诱导的射流势流区将并列双圆柱宽尾流抑制为窄尾流,涡系分布范围控制收缩在近尾流的一个三角形区域内。随着喷射角的增大或是射流动量系数的增大,圆柱所受升力的频谱峰值逐渐降低。在完全控制区,并列双圆柱尾流完全被消除,从时均场上看已无明显的涡旋存在,此时控制效果最优。     

圆柱尾涡/边界层相互作用中二次涡特性研究

应用流动显示的方法研究水槽中上游圆柱绕流尾涡与平板边界层的相互作用,发现边界层外的尾涡可以诱导边界层内流体产生新的二次涡结构,对二次涡的产生条件、形成机理和演化规律进行了探讨.结果表明:尾涡/二次涡的相互作用是尾涡与边界层相互作用的核心,尾涡涡脱落St数的变化、尾涡反弹现象、边界层内二次涡的产生和尾涡/二次涡相互作用的不同形态等均与无量纲参数yc/D有关(yc为圆柱距离平板的法向位置,D为圆柱直径),并可以此参数对尾涡/边界层相互作用的特性进行分区.     

方背Ahmed模型非定常尾迹的实验研究

方背Ahmed模型是一种简化的商用车类车体模型,气流在尾部发生分离形成回流区,使背部产生负压继而带来较大的气动阻力。利用风洞实验对1/4缩比的方背Ahmed模型的非定常尾迹进行了精细测量和统计分析,实验雷诺数为9.2×104。背部压力、粒子图像测速（PIV）和热线测量结果表明方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现出3种流动特征的相互耦合:左右涡结构不对称分布的双稳态特征、水平以及垂直方向的涡脱落和回流区的周期性抽吸。其中双稳态现象在非定常尾迹中占主导作用,表现出2种稳定状态（水平不对称）的交替出现（转换概率P_转换=0.149）,且每种稳定状态可维持较长的时间尺度（平均维持时间约为6 s）,其频谱特性满足-2次幂律分布;水平和垂直方向剪切层振荡引起的涡脱落频率分别为Sr_H=0.13和0.17;回流区周期性抽吸的频率为Sr_H=0.07。3种流动结构共存并相互作用,从而使方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现复杂的三维湍流特性。     

风洞模型-支撑系统涡激振动测量与分析

以0.55m×0.4m低湍流航空声学风洞某模型及其支撑系统为研究对象,采用基于加速度传感器直接测量支撑系统和热线间接测量模型尾流相结合的方法,测量并分析了风洞模型-支撑系统的涡激振动模态,给出了测量方案和数据处理方法。采用基于加速度传感器的功率谱分析方法,获得了模型-支撑系统的三阶振动频率分别为31.1、120.9和221.4Hz;采用基于加速度传感器的频域滤波和频域积分方法,提高了有效信号的信噪比,获得了模型-支撑系统振动的振型和振动节点位置;采用热线测量模型尾流分离涡脱落频率的方法,获得了模型一阶和二阶振动的尾流涡激频率分别为31.1和124.1 Hz,并从测量尾流速度脉动量获得了模型振幅变化和抖振边界信息。实验结果表明,采用热线测量模型尾流从而分析模型振动的方法,有利于小尺度的模型振动测量,而且相对于加速度传感器装于模型表面的直接测量方法而言,对试验模型的绕流流场干扰较小,为测量风洞试验模型的涡激振动模态提供了一种方法。     

高效合成射流激励信号的实验验证

在水槽中对合成射流控制圆柱分离进行了实验研究,射流出口为狭缝,由圆柱后驻点向下游喷射.为了进一步提高合成射流的控制效率,笔者采用了一种改变合成射流上下半周期时间比的高效合成射流激励信号.实验表明:对于采用标准正弦信号的普通合成射流,随着基于射流出口平均速度的雷诺数ReU的增大,圆柱后缘分离区变小,分离点推后.当ReU约大于430时,圆柱后缘分离区消失,绕流可完全再附.伴随合成射流的吹吸,圆柱后缘尾迹出现周期性的张合现象,从而抑制了卡门涡的脱落.采用高效合成射流激励信号,固定ReU,减小正弦信号形状因子k,合成射流的控制效率降低;k增大到足够高时,合成射流出口速度和诱导涡量强度大幅增加,使控制效率得到显著提高,从而很好地验证了这种高效合成射流激励信号对合成射流控制效果的影响.     

高雷诺数下三圆柱的压力分布及气动力

给出了三种粗糙表面的单圆柱压力分布和五种风向角下三圆柱的压力分布，分析了各状态下圆柱绕流特征和气动力。结果表明：三圆柱间的干扰是严重的，各圆柱表面的压力分布不同于孤立单圆柱，相对于来流明显不对称，由此产生了很大的横向力，而且，局部表面的负压比孤立单圆柱要大。     

叶轮机转子叶排非定常旋涡脱落频谱特性研究新方法

在研究叶轮机械转动部件非定常旋涡脱落频谱特性时,难以避免会遇到旋转坐标系向绝对坐标系转换的问题.笔者通过理论推导,得出了坐标转换情况下各个旋转模态的变化规律,总结出两大判读频谱特性的判据.据此判据对动态实验测量结果进行了分析,准确地捕捉到了转子叶排非定常旋涡脱落的典型特征频率.而对后期的PIV流动显形实验结果进行分析时,又进一步验证了理论推导以及实验测量所得结论的正确性.笔者提出的实验分析方法可有效地确定非定常旋涡脱落的特征频率,为实现非定常流动控制以及轴流压气机非定常耦合流型提供重要的依据.