阀体后90°圆形弯管内部流场PIV测量及POD分析

利用激光粒子图像测速技术对阀体后90°圆截面弯管的内部流场进行测量,获取了弯管流场在不同来流流速及观测截面上的高分辨率瞬态速度场数据.分析了图像相关计算所获得的瞬态及时均速度场,对流场进行本征正交分解,并进一步分析重构脉动场中的涡结构特性.结果表明:流体流经蝶阀在弯管中形成卡门涡街,涡结构信息包含在本征正交分解低阶模态中,脉动场的模态重构可以还原涡的流动特性.     

双圆柱斜向排列时旋涡脱落频率的实验研究

本研究用热线风速仪测量了斜向排列双圆柱的尾迹,并分析了尾迹中某些特征点上的速度频谱,从旋涡脱落频率的规律来研究双圆柱绕流相互之间的干扰。当两圆柱间距较远时,速度振荡的频率与单圆柱卡门涡街的频率相接近,随着两圆柱间距的接近,前、后圆柱各有其不同的旋涡脱落频率,且都不同于单圆柱旋涡脱落的频率。特别是当两圆柱处于某一相对位置时,出现双峰值的功率谱,其中一个峰值的频率大大地高于另一个峰值对应的频率,而且这两个峰值谁主谁副是不确定的,呈现出不稳定流动的特性。     

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。     

二维翼型非定常运动的涡流场显示--2俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动

介绍了在水洞中进行的二维机翼纯俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动时的流动显示实验.实验结果揭示了机翼做纯俯仰运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数(Ste)的关系.在Ste=0.105附近,涡街排列成一条线;大于该值,为逆Karman涡街;小于该值,为正Karman涡街.机翼做沉浮/俯仰联合运动时,尾迹中总是出现逆Karman涡街.结合数值计算结果说明,机翼做沉浮/俯仰联合运动时,推力及最大有效迎角与沉浮和俯仰运动之间的相位差有关.并讨论了前缘涡与后缘涡相互作用对推力的影响.     

二维机翼非定常运动的涡流场显示--沉浮运动

介绍了在水洞中进行的二维机翼沉浮运动的流动显示实验.实验结果揭示了机翼正弦运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数的关系;发现了在不同参数下存在三种前缘涡的形式;结合数值计算结果说明了二维机翼沉浮运动中产生非定常推力的机理.     

任意运动变形边界流场测量PIV算法的研究:薄膜涡激振动

提出了一种精确测量任意运动变形边界流场的粒子图像速度场PIV算法,能智能识别强流固耦合问题流场测量中任意运动变形的边界信息,然后生成贴体自适应的图像互相关计算窗口,计算获取运动变形边界附近的速度场数据。这一算法可大大提高任意运动边界附近流场的测量精度,为流固耦合问题的理论分析和数值计算验证提供可靠的高质量实验数据。针对数字合成给定流场的粒子图像序列,采用所发展的PIV算法对粒子图像区域中的运动变形边界进行了精确识别,高质量地复现了原始流场信息。最后,对低速闭式循环水洞中的钝体尾流柔性薄膜涡激振动现象进行了PIV实验测量,获得了柔性薄膜大变形运动状态下的瞬态流场特征。     

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性，旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型；建立了六自由度吊挂体模型，包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等；箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放／发射的过程对直升机操稳特性的影响，并实时记录弹体、箱体和直升机的各项运动参数。     

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。     

圆柱体尾流结构的控制

本文根据水洞观察的结果,分析了圆柱体尾流中,卡门涡街形成的原因是由于流动的不稳定性所产生。根据这一原则,找到了两种控制尾流结构的方法。当雷诺数小于大约200的情况下,在圆柱体“死水区”一侧的边沿,放置一个直径很小的控制圆柱体,可以抑制卡门涡街的产生。另一种方法是在尾流的平均轴线上,放置一个宽度与圆柱体直径相等的平板,同样能够抑制涡街的产生。风洞试验的结果表明,即使在高雷诺数下(亚临界范围内),由于尾流中放置了平板,使得非定常旋涡受到抑制,从而显著地改变了圆柱体上的气动力。     

悬停状态旋翼非定常尾迹测量

用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边值、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对悬停状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：悬停状态旋翼尾迹轴向速度在其展向的最大值可达或超过动量理论值的两倍；而桨尖涡区域的瞬态值则高达动量理论值的１０倍。旋翼桨距、桨叶片数的     

再入弹头裙部分离风洞静态实验技术研究

本文给出了再入飞行器的截锥体在风洞中作静态分离实验的气动力姿态模拟方法和非均匀(存在前体的尾迹)流场中的对称截锥体的静稳定特性的判别法则。统一了再入飞行器截锥体分离的风洞静态实验和风洞自由飞实验结果之间的矛盾。按照上述方法和法则,本文通过M_∞=4.04和4.98的实验指出,截锥体分离后是不稳定的。这与再入飞行器打靶时截锥体分离后回收的残骸分析及风洞自由飞实验的结果相一致。     

DPIV系统研制及其应用

笔者在北京航空航天大学流体力学研究所多年从事系统的PIV测试技术研究,经过科研攻关成功研制出目前国内第一套完善的实时数字式粒子图像测速(DigitalParticleImageVelocimetry)系统,实现了速度场和涡量场的实时测量,而且已经成功地应用于各项流体力学的实验测量中,其中包括:1.5M超声速喷流实验、三角翼前缘涡破裂复杂流场测量实验、大型工程水洞流场校测、绕摆动圆柱卡门涡测量实验以及锥阀管道模型和漩涡分离器内部流场测量实验等[1～3]。     

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。     

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。     

圆盘绕流近尾迹实验研究

采用烟线和 PIV 实验研究犚犲=22400时直径与厚度比犇/犎=5圆盘近尾迹(狓/犇<5)流场结构。流向平面烟线显示表明圆盘尾迹有稳定的回流区和随机扭曲倾斜的三维涡旋结构。对烟线平面 PIV 测速数据统计平均,发现该回流区具有较好的对称性,且长度为2.1犇。对 PIV 数据进行 POD 重构,发现流向雷诺正应力和切应力峰值出现在回流区两侧剪切层,横向雷诺正应力峰值出现在回流区驻点附近,其正是烟线显示涡旋结构脱落区域。圆盘尾迹涡旋结构的产生和脱落源于剪切层的不稳定性及其与回流区的相互作用。圆盘尾迹前两个模态含能仅为10.9%和10.2%,表明湍流结构的随机性;前10个模态含能45.9%可较好描述流场的平均雷诺切应力。     

汽车尾迹区涡流频率特性实验分析

基于模型风洞实验台架,对汽车模型外流场尾迹区流动结构进行实验研究.采用热线风速仪,对外流场尾迹区中选定测点处的三维速度场进行采样.针对速度场的采样数据,进行功率谱密度分析,探讨了汽车尾迹区破裂涡流的频率特性及其变化规律.分析结果得出:流体微团随着流场整体运动的同时,在其运动轨迹附近进行三维脉动.     

孔壁通透率对平面附壁射流的影响

本文研究了不同壁面通透率对平面附壁射流动态特性的影响。实验结果表明孔壁减弱、甚至消除了流场中的低频摆动现象。随着孔壁通透率的增加,射流时均附壁点向下游逐渐移动,射流和壁面之间的回流区长度逐渐增大,而射流内侧剪切层内的涡旋与壁面之间的相互作用减小,壁面压强脉动强度变小,附壁射流的动态特性逐渐向自由射流转化。当孔壁通透率为40%左右时,射流与二维平面自由射流类似。距离射流出口不同位置上的壁面脉动压强之间的互谱表明,当孔壁通透率增大以后,射流内侧剪切层中的旋涡向下游传播距离变得更长,传播速度加快,这说明低孔壁通透率情况下的附壁射流中存在的低频摆动现象阻碍了剪切层高频旋涡向下游的发展。     

悬停旋翼桨尖涡的试验研究

为了详细研究悬停旋翼桨尖涡的形成与发展过程,以及旋翼状态参数与桨尖涡及其尾迹的关系,开展了桨尖涡及其尾迹的测量和研究.在研究中采用了Ф2m旋翼模型试验台、单桨叶(翼型为NACA 0015)旋翼模型和二维PIV测量系统,通过改变转速和总距角的状态组合,对桨尖周围及近尾迹局部区域进行了详细的桨尖涡流场测量.通过研究,基本掌握了用PIV测量旋翼动态流场的技术;利用PIV成功地获取了从桨尖前缘至后缘下游近流场的不同方位角截面粒子流动图像;通过后处理获得了合理有效的结果.测量结果表明,桨尖涡在桨叶表面形成的过程中,其强度逐渐增强;桨尖涡的强度与旋翼的桨尖马赫数和总距等密切相关.     

平面扩压叶栅流场犘犐犞与三孔尾迹探针对比测试研究

针对PIV技术在暂冲式高亚声速平面叶栅流场中遇到的示踪粒子投放问题,通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳定段前的撒播器,有效地使示踪粒子均匀地与主流混合,并成功开展了某扩压平面叶栅叶片槽道及出口尾迹可视化测量,获得了零迎角、进口马赫数0.2~0.8状态下的二维速度矢量场。为了验证PIV在叶栅流场测试结果的可靠性,在相同工况下,将PIV测量结果分别与数值计算结果和三孔尾迹探针测量结果进行了对比分析。结果表明:采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构,与数值模拟结果较为接近;PIV与三孔楔形尾迹探针在叶栅出口尾迹的测量所获得的气流速度和主流区的出口气流角重合性较好;尾迹分离区的出口气流角重合性略差,主要原因是尾迹区气流角超出了探针校准范围,这也说明了PIV测试技术优势。本文提出的PIV测量技术也可用于连续式叶栅风洞中。     

基于嵌套网格和计入尾迹影响的旋翼流场数值模拟

给出了三维Euler方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法和模型。为充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用了由动量理论导出的远场边界条件和由尾迹诱导速度代入滑移条件而构造的新翼面边界条件。为减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。针对嵌套网格中关键的贡献单元搜寻问题,本文采用一种伪贡献单元搜寻法。应用上述方法进行了算例计算,给出了有无尾迹修正时的旋翼桨叶表面压力分布和沿展向升力分布的计算结果,并与可得到的实验数据进行了对比。此外,从计算的等涡量线图上分析了旋翼尾迹流场畸变的发展趋势,表明了Euler方程法在旋翼涡尾迹捕捉方面的能力。