Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析,探讨了绕流Re数对非对称涡结构和气动特性的影响,得出Re数不仅影响分离线位置和绕流流态结构,而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度,非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下,两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因;在两侧不同的流态下,转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

风力机叶尖涡的数值模拟

以NREL Phase叶片的1/8模型为对象,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均的Navier-Stokes方程组,模拟了风力机叶片的绕流和尾流,分析了叶尖涡的生成和发展过程。结果显示:在叶片尖部,从前缘开始生成的压力面一侧漩涡和从约1/2弦线开始生成的吸力面一侧漩涡在尾缘附近汇合并脱出形成叶尖涡;在近尾流区域,叶尖涡先局部向内迁移,但其原因并非风轮旋转;在远尾流区域,叶尖涡以接近线性的规律持续向外迁移;叶尖涡与叶根涡共同形成的涡系结构,在风轮下游相当一段距离仍然对尾流场产生显著的速度诱导,表明尾涡对风力机尾流场产生主导作用。     

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.     

贴壁二维方柱绕流对壁面摩擦应力的影响

利用TR–PIV与平行双丝热线,对平板边界层内的贴壁二维方柱绕流流场和壁面摩擦应力的关联进行了实验研究。主要关注方柱下游大尺度流动结构的运动对近壁面流向平均速度零点处摩擦应力的影响(基于方柱宽度与来流风速定义的雷诺数固定为1.1×10⁴)。研究表明,贴壁二维方柱绕流产生了2种典型的流动结构：一为向壁面靠近并接触壁面的近壁流动结构,本文称“I涡”;一为平行壁面沿流向运动的流动结构,本文称“Ⅱ涡”。Ⅰ涡、Ⅱ涡的出现改变了壁面附近流动速度的大小和方向,影响了测点壁面摩擦应力：增大了流向速度梯度,导致摩擦应力陡增;减小了流向速度梯度,导致摩擦应力锐减;改变了摩擦应力方向。本文研究结果可为理解表面冲蚀、污染物聚集、近壁面湍流耗散等问题的机理提供参考。     

地效翼船复杂流场的计算与分析

应用数值计算方法对含有全部附体地效翼船粘性绕流进行计算分析。根据地效翼船的复杂几何特性,构造网格的特有的分块形式,采用标准k-ε湍流模型计算了XTW 4地效翼船巡航状态空气绕流流场,同时将计算得到的结果与实验值进行对比,吻合较好。     

利用光学层析技术重构超声速绕流流场密度分布

在连续式风洞中,采用单光路旋转流场干涉测量和计算机层析方法获得了含模型的超声速绕流流场密度分布.首先利用多种图像处理方法,并引入计算机辅助功能,对干涉图片进行精确判读和定量处理,准确重构波前相位信息;获得了相应的PV值、RMS值以及前15阶的Zernike多项式系数;通过同原始CFD模型波前数据的对比,系统的重构精度RMS优于λ/10.在获得一系列单帧干涉波前相位数据的基础上,采用光学层析技术,设计计算机迭代算法,构造内部旋转矩阵,重构了超声速绕流流场密度分布,可以非常直观地获得待测流场不同方向截面上的密度分布状况.     

跨声速流动激波边界层干扰分离流动特征研究

基于改进延迟脱落涡（IDDES）方法，针对对跨声速流动范围内的球头锥形火箭整流罩绕流流场进行了大涡模拟/雷诺平均（LES/RANS）混和模拟。通过与国内外文献中的实验和数值模拟结果进行对比，验证了IDDES模拟能够充分捕捉到跨声速流动中激波边界层相互干扰导致的分离流动特征。模拟结果显示整流罩表面时均压力分布与试验吻合一致，脉动压力峰值位置能够准确预测。通过对分离泡区域内的速度场进行谱特征正交分解（SPOD），得到流场中的主要含能结构，以及流动结构的频谱与模态特征。结果表明激波分离泡区域主要振荡能量集中在前四阶SPOD模态，其中一阶主模态表现出明显的呼吸特征，为发展表面压力脉动的控制技术提供了新的思路。     

光学头罩超声速绕流流场光学传输效应风洞试验研究

在Ma=3连续超声速风洞中,开展了光学头罩绕流流场光学传输效应的风洞模拟试验方法研究,进行了现场振动测量与隔离,研制了专用试验装置,采用哈特曼传感器和剪切干涉仪两种手段进行了光学传输效应的试验测量.试验中,针对试验装置各部分的不同组合状态,进行了大量的测试,研究了试验装置有效性以及试验数据重复性,着重分析了探测光束的PV值与RMS值.结果表明:导流板可明显抑制风洞洞壁边界层干扰,试验装置与方法可行,对于连续式风洞中模型绕流流场光学传输效应测试有一定参考价值.     

小攻角下锯齿尾缘翼型噪声控制与机理分析

受猫头鹰寂静飞行能力的启发,锯齿尾缘设计被认为是一种有效的控制湍流边界层-尾缘干涉噪声的方法。本文采用隐式大涡模拟法,详细研究了嵌入式锯齿尾缘对NACA 0012翼型绕流的近场流动和噪声特性的影响,雷诺数为9.6×10⁴,远场马赫数为0.163 1,攻角为4°,计算采用的非结构化网格具有约7 000万的自由度。在实际计算时,为促进流动快速转捩,在直尾缘和锯齿尾缘算例的翼型表面均布置了锯齿形粗糙元转捩带。研究结果表明：相比于0°攻角状态,4?攻角下的噪声辐射增强,主辐射方向发生偏转,在该方向上锯齿尾缘实现了约2.5 dB的降噪,且在小攻角(4°)下,锯齿也会诱导出有利于降噪的侧边涡对结构。针对壁面压力脉动的分析表明：锯齿主要改变了尾缘附近的时空关联特性,且压力场不能直接由现有针对速度场的Taylor或椭圆近似模型定量描述;此外,锯齿在抑制尾缘噪声的同时,对翼型气动性能造成了一定损失。     

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.     

支杆及船尾对超声速弹丸底压影响的实验研究和理论计算

普通禅丸的底阻约占弹丸总阻的1／3。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时，模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾支杆以及模型船尾对超声这弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明：尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到小再由小到大的过程；在一定的范围内船尾起到提高底压的作用。     

雷诺数对圆柱气动力和流场影响的试验研究

通过刚性模型测压风洞试验,研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律,从流场分布的角度分析了气动力变化的原因,并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明:在亚临界雷诺数区域,在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布,雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小,平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域,随着特定区域大负压区的出现,流场不再对称,出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域,随着对称侧大负压区的出现,流场恢复对称状态,平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域）,卡门涡在轴向上的尺度相对较大,而随着雷诺数的提高,该尺度逐渐减小,各断面流场的相关性降低。     

后退式微型后缘装置对翼型气动特性影响的实验研究

介绍了装有后退式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的 NACA23012翼型在低雷诺数条件下的表面压力分布、气动力和 PIV 速度场的风洞实验结果,并与 NACA23012原型翼的对应测量结果进行了对比分析,以探讨 Mini-TED 装置对翼型流场、气动特性产生的影响。本实验风速为15m/s,以弦长为特征量的雷诺数为 Re ≈1.3×105,翼型表面压力分布采用测压孔和压力传感器测量,通过积分获得翼型升力和压差阻力,并利用尾耙测量翼型受到的总阻力。结果表明,后退式 Mini-TED 翼型改变了翼型周围的流场速度分布和尾流流动结构,导致上翼面吸力和下翼面的压力升高,使翼型升力增加,但压差阻力也增加。同时发现后退式 Mini-TED 翼型使前驻点位置后移,加快了上翼面的流动速度,后缘分离受到抑制。     

减速板对水平尾翼的干扰研究

在ＮＨ－２风洞中对某机放减速板产生较大抬头力矩的机理进行了研究，通过减速板分离涡场的测量和测力试验表明，抬头力矩主要是由减速板分离涡在平尾处产生在的诱导下洗角所致，诱导下洗角涡机身轴线向后逐渐减小，减速板前移可以消除抬头力矩。保持原减速板位置不动时，减速板开孔减小涡强度可以减小抬头力矩，选择适当的减速板开孔率和开孔位置能使抬头力矩减小到可以接受的程度并且保持具有足够的阻力。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术,研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验,试验迎角范围0°~50°,试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据,常规迎角试验采用常规单支杆进行试验,大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明,螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加,纵向静稳定性降低,并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外,在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后,滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出,即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

Taylor-Couette流动特性与减阻实验研究进展

间隙中充满流体的同轴转子可简化为经典的Taylor-Couette流动模型,该模型具有结构简单、对称度高和便于开展高精度实验测试等特点,被广泛应用于基本流体力学问题研究.涉及Taylor-Couette流动的转轴类结构在工程领域普遍存在,开展Taylor-Couette流动特性与减阻方法研究具有重要的经济价值.本文系统...     

双层集装箱列车过隧道空气压差阻力实验研究

双层集装箱列车通过隧道时,列车受到的空气阻力会显著增大。为了给列车牵引计算提供依据,在遂渝线上对双层集装箱列车过隧道时空气压差阻力进行了实车测量。测试结果表明:双层集装箱车辆进入隧道口时,空气压差阻力急剧上升,之后又迅速回落;测试车处于列车前部、机后第三节车时,平均空气压差阻力比明线空气阻力大80%~95%。     

运七飞机外表面沟纹膜减阻的实验研究

在１：１２运七原型全金属模型具有湍流流动的表面上粘贴沟纹膜，研究了沟纹膜对飞机阻力的影响。实验表明，顺流向沟纹膜粘贴在飞机具有湍流的表面上，可以减少飞机阻力５％～８％。     

翼尖附近流场研究及帆片减阻机理

在１米低速风洞中，对半展长直机翼翼尖用围空间流场进行了详细地研究，并分析了翼尖帆片的增升减阻机理。根据理论计算并结合试验结果设计的翼尖机片，经大低速风洞全机模型试验证明：翼尖装三个机片可使全机诱导阻力因子减小２１．４９％。这可供帆片设计时参考。     

导流板对25°倾角犃犺犿犲犱类车体尾流与气动阻力的影响

在雷诺数8.7×105的条件下,运用眼镜蛇探针、压力扫描阀和表面油膜流动可视化技术对倾角为25°的Ahmed类车体尾流与尾部压力分布进行了研究。对比了模型尾部斜面上边缘和两侧不同宽度导流板对模型尾流与气动阻力的影响规律。实验发现模型尾流中存在一对对称的拖曳涡,其在尾流中心线附近形成强烈的下扫流。拖曳涡强度与模型尾部压力分布和气动阻力有直接关系,较强的拖曳涡对应的模型尾部负压以及气动阻力均较大。斜面两侧导流板宽度为1%模型长度时,不仅无减阻效果,反而会使气动阻力增加约3.0%。当导流板宽度增加为2%和3%模型长度时,能够明显削弱斜面上的分离泡,对应的减阻效果分别为3.5%和7.2%。斜面上边缘导流板可有效地抑制分离流在斜面上的再附,并消除斜面上的分离泡,其抑制拖曳涡强度和降低气动阻力的效果明显优于同等宽度的斜面两侧导流板。上边缘导流板宽度为模型长度的1%,2%和3%时,减阻率分别可达9.3%,10.7%和10.9%。