大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。     

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     

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。     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合。     

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VVPM/CA耦合的旋翼非定常载荷计算

为了提高旋翼非定常载荷计算精度,将基于黏性涡粒子方法(Viscous vortex particle method,VVPM)的尾迹计算引入至旋翼综合分析(Comprehensive analysis,CA)中,建立了一个新的旋翼VVPM/CA耦合计算模型。该模型中,旋翼VVPM基于第一性原理,可模拟尾迹的畸变和扩散而不引入经验参数,而旋翼CA则可以有效地进行桨叶弹性变形及非定常载荷计算,通过采用松耦合策略,可以高效地实现两者的信息交换。在此基础上,以SA349/2直升机为算例,针对其低速和高速两种典型前飞状态进行了深入分析,计算表明,本文建立的VVPM/CA耦合分析可以有效地预测旋翼尾迹形状及非定常载荷。     

细长旋成体大迎角绕流非定常特性的实验研究

在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门涡脱落时的非定常现象,得到压力脉动主频的斯特劳哈数沿旋成体轴向有逐渐增大的趋势。     

横向振动方柱锁定区近尾迹结构

对雷诺数为150≤Re≤3600,振幅与柱宽比 A/h 为0.24和0.7条件下横向强迫振动单方柱的锁定现象、涡脱落过程和近尾迹特性,用流动显示和热线技术进行了研究,结果表明锁定区的范围随振幅比和雷诺数的增高而扩大,在大振幅比情况下,锁定区上、下临界折合速度值比小振幅比情况均有增高。流动显示结果清晰而系统地揭示了柱振动频率越过共振锁定点时,方柱上下两侧涡脱落规律发生的变化以及振幅的改变对近尾迹结构的影响。在低振幅比情况下,锁定区近尾迹结构基本为2S 型,在高振幅比情况下,由2S 型变为 P+S 型,这是非对称的尾迹结构,每一振动周期,从物体上脱落三个涡。在高频振动情况下,近尾迹由大尺度涡结构转化为小尺度涡结构。     

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。     

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。     

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.     

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.     

超高层建筑表面脉动风压空间相关特性试验研究

通过对某超高层建筑模型同步测压风洞试验,分别从时域和频域对模型各表面典型测点脉动风压水平和竖向空间相关性系数、以及水平和竖向相干函数进行了全面深入分析.与相关参考文献中提出的经典风速相干函数表达式进行了比较,给出了侧风面脉动风压相干函数考虑涡旋脱落影响的新的数学模型,拟合了公式参数,得到的结果可为建立更为精细的气动力模型所参考.     

低雷诺数下翼尖涡统计特性实验研究

翼尖涡的统计特性主要包括涡核半径、平均涡量、旋涡切向速度等,其准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用二维粒子图像测速技术在水洞中对椭圆机翼生成的翼尖涡尾流场进行了实验观测,测量区域覆盖翼尖涡发展的近场、中远场。针对涡对不稳定运动导致旋涡统计参数失真的情况,采用涡核中心对齐平均（re-centered average）的方法,屏蔽掉涡对不稳定运动对旋涡统计参数的影响,提高了统计结果的准确度。Re-centered average统计结果表明:涡核半径和涡量峰值随流向站位分别呈现出近似符合幂函数的增长和衰减规律;旋涡不稳定运动的振幅随机翼迎角增大而减小,表明涡对抵抗扰动的能力随涡强度的增大而增强。     

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。     

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。     

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。