槽道壁湍流的展向振荡电磁力减阻控制的PIV研究

壁湍流主要表现为条带和流向涡为主要特征的拟序结构和间歇性的湍流猝发事件,这些都会导致壁面阻力的增加,因此,为了实现减阻.需控制或消除壁面附近的流向涡进而抑制湍流的猝发.在该研究中,利用展向振荡电磁力对槽道湍流的近壁流向涡进行控制,以达到减阻的目的;并利用PIV测试系统对其进行了实验研究,讨论了这种电磁力的减阻效果及其减阻机理.结果表明:展向振荡电磁力具有减小壁面阻力的功能,其减阻机理为展向振荡的电磁力可以使条带倾斜,在流场中产生附加的负展向涡,导致近壁区域平均流向速度梯度的减小,因此,壁面阻力减小.     

电磁力连续控制圆柱绕流态变化的研究

作用于电介质溶液流体边界层上的Lorentz电磁力可以改变流体边界层的结构,从而控制流体绕流的形态。通过理论分析和数值模拟确定了实验控制的关键参数,交替分布的电极和磁极包覆在圆柱体的表面置于电介质溶液中,简单调整电磁力的分布可以方便地控制圆柱尾迹的流动结构,实现了电磁力消涡和增涡的连续控制。     

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。     

基于等离子体激励的圆柱绕流控制实验研究

为验证低雷诺数条件下,采用大气压等离子体流动控制技术进行圆柱绕流控制的有效性,设计了圆柱绕流实验系统,并开展了圆柱绕流实验研究.实验研究表明,在雷诺数为1.35×104和1.90×104的条件下,等离子体激励器产生的流动扰动,能够有效控制圆柱体绕流的流动分离,并显著改善分离流场,增涡、减涡效果明显.实验结果表明,大气压等离子体流动控制技术是钝体绕流流动特性控制的一种有效手段.     

非线性气体振荡整流效应对翼尖涡的影响

以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础，利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应，通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡，主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明，翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提高升力系数、增大机翼的稳定性有一定作用。同时，翼尖开口引入气体振荡能较好改善翼尖涡的位置和强度。对比翼面开缝以及无气体激振状态。翼尖涡在翼尖气体振荡条件下向翼尖外部移动了近3／4个弦长，向上翼面方向移动了近1／4弦长。     

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]。     

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。     

80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究

在气动中心低速所φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究.试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°.研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂.     

电磁力控制翼型失速的实验研究

将条状电极和磁极交错布置的电磁场激活板置于弱电解质溶液中,在流体边界层上产生具有明显分布特征的电磁力(Lorentz力),利用电磁力可以改变流体边界层的结构,控制边界层的流动脱落与分离,可以增加翼型升力,减少其阻力,实现对翼型失速的控制.利用电磁力控制流体边界层的方法属流体主动控制方法之一.本文首先基于电磁场和流体的基本方程,对置于弱电解质中的不同极板宽度的电磁激活板周围的电磁场及产生的Lorentz力进行了数值模拟;其次,通过实验来验证此方法的有效性.将包覆有电磁激活板的翼型置于弱电解质溶液中,利用基于TMS320F2812(DSP芯片)组建的翼型失速实验控制系统来灵活改变翼型的迎角和转速,测量升力和阻力的变化;实验结果表明,正向电磁力能够有效地抑制和延缓翼型失速现象的发生.     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后抗角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分离，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率、高升阻比、大失速攻角及良好的纵横向和侧向静安定性等优点，同时通过电磁模型在微波暗室中测试，在迎头和侧向的ＲＣＳ值（雷达反射截面）均有明显的下降。     

后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法 ,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。结果表明 ,除Re数之外模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响。研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

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.     

低雷诺数下Mini-TED对翼型流动分离特性的影响PIV实验研究

介绍了安装有后移式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的NACA23012翼型流场结构的低雷诺数风洞实验结果。实验采用PIV技术采集了不同迎角时翼型周围的速度分布,测量了后缘附近 Mini-TED周围的详细涡旋结构,并与NACA23012原型翼型周围流场进行比较分析,以研究该 Mini-TED对翼面流动分离特性造成的影响,本实验以弦长为特征量的雷诺数为Re≈1.3×105。实验结果显示,Mini-TED对上翼面的流动分离有明显的抑制作用,尤其在较大迎角时更为有效,并且上翼面流速均高于对应迎角时原型翼型的翼面速度;下翼面流动在Mini-TED前方形成局部的低速区,造成静压升高,同时 Mini-TED 上方观察到对涡结构,形成低压区,二者共同作用的结果将导致后缘产生附加升力,增加翼型的低头力矩。上下翼面间的速度差比原型翼型有所增加,使翼型获得更高的升力。     

用电磁体积力的翼型绕流控制实验研究

研究了电磁体积力控制弱电解质溶液流动边界层的基本原理以及分析了翼型电磁激活板的绕流实验结果.电磁体积力控制弱电解质溶液流动边界层是磁场和电流相互作用产生电磁体积力作用在流体上的结果.实验结果表明:电磁力作用改变了翼型表面的流体边界层的结构,其作用与改变翼型的迎角类似.加正向电磁力,相当于减小翼型的迎角,可以抑制流动分离,消除涡街;而反向电磁力则相当于增大迎角,在翼型的背风面产生大尺度的流动分离,流场中出现复杂的旋涡结构.     

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。     

一种单出口流体振荡器件特性实验研究

为了控制机翼上的流动分离、翼尖涡以及抑制腔体共振,本文设计了一种单出口流体振荡器件。借助流动显示、声级计、热线风速仪及PIV等技术手段,对器件的频率 流量特性及出口流场特性进行了实验研究。结果表明:振荡器出口的空气射流能扫荡成扇形,扫荡角接近90°,射流振荡频率达103 Hz量级,振荡器能够将射流束较均匀地分散到整个出口区域,并且在较小的流量下平均流速可达约几米每秒至十米每秒,脉动速度与平均速度同量级,出口气流有较大的动能,能够控制较大的流场区域。     

基于自由涡尾迹法和面元法全耦合风力机气动特性计算

风力机气动特性主要由叶片贡献,但是处在流场下游的机身(包括机舱和塔架)对其也会产生影响。基于自由涡尾迹方法与面元法,得到了一个较为完备的风力机叶片与机身气动干扰的迭代计算方法。在该方法中,叶片用位于1/4弦线的一根升力涡线代替,结合叶片尾缘拖出的涡线建立自由涡尾迹模型,机身绕流模拟采用了一阶面元方法,将自由涡尾迹方法和面元法耦合模拟风力机主要气动特性。最后用该分析方法计算了NREL phaseVI风力机的气动特性,与实验结果进行比较和分析,验证了全耦合模型的有效性。     

非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

对40.前缘后掠角的主翼和40.前缘后掠角的鸭翼所构成的近距耦合鸭式布局简化模型进行了风洞测力、测压实验,系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果,给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系.测力结果表明,鸭翼展向吹气提高了该布局在大迎角时的升力,延迟了失速.测压结果表明,鸭翼展向脉冲吹气改善了中大迎角时主翼翼面流态,增加了翼面吸力峰值,延缓了涡的破裂.这说明利用鸭翼展向脉冲吹气涡控技术,可以直接改善鸭翼流场,继而间接改善主翼流场.     

侧壁约束效应对三维方腔自持振荡和噪声辐射影响的实验研究

实验研究了侧壁约束效应对三维方腔流动结构和噪声辐射特性的影响,固定方腔长深比为2∶1,使用麦克风阵列测量了方腔宽长比从0.1变化至0.5过程中流致噪声在不同指向性下的强度变化规律,并使用脉动压力传感器测量了不同宽长比方腔内部壁面压力分布,同时采用TR-PIV（Time-Resolved Particle Image Velocimetry）测量了方腔内流动结构的发展。实验结果表明:对于宽长比为0.5的方腔,当来流马赫数大于0.03时,方腔流动开始出现振荡并向上游辐射噪声;当来流马赫数增大至0.20时,方腔流动发展为对应Rossiter三阶模态的自持振荡,并辐射出尖频噪声。减小方腔宽度,当宽长比小于0.3时,方腔流动的自持振荡和尖频噪声被大幅度抑制甚至消除,来流马赫数为0.20和0.25时,方腔上游总声压级能够降低3 dB以上。通过对比壁面压力分布和PIV流场测量结果,发现减小方腔宽长比时,方腔内主回流涡向上游移动,涡强度降低,使得方腔的流动反馈不足以形成自持振荡,从而降低了辐射噪声。