低旋流数旋进射流流场结构演变的POD分析

利用粒子图像测速技术(PIV)对雷诺数Re=4.5×104的低旋流数旋进射流流场进行了实验测量,并利用本征正交分解(POD)方法对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构.针对3种不同旋流数(S=0、0.26和0.41),对比分析了POD分解得到的空间模态以及用POD模态重构后的脉动速度场的变化规律.POD分析得到...     

迎角对翼型边界层影响的实验研究

为深入了解迎角对翼型边界层的影响,开展了SD7003翼型的TR–PIV实验研究。对比了迎角为4°、6°、8°工况下翼型吸力面的平均速度、雷诺切应力等统计量的分布,并对实验数据进行了本征正交分解（POD）模态分析,详细分析了不同工况下各阶模态中的流动结构及其频谱特征。研究发现,随着迎角增大,分离泡位置向翼型前缘移动,分离泡厚度增大;分离泡内部和再附点附近存在较强的剪切运动;再附点附近有交替出现的正、反方向涡结构,而后涡结构随边界层发展不断变化;POD分解的各阶模态的能量大小与其所包含结构的尺度和模态频率有关;随着迎角增大,流场中流动结构尺度增大,流场能量的频域分布由高频向低频移动。     

基于特征正交分解的壁板热颤振分析

当马赫数较高时,气动加热产生的面内热应力,使得壁板的抗弯刚度减弱,导致壁板出现复杂的动力学响应,对疲劳破坏预测意义重大。本文将基于特征正交分解法(POD)建立降阶模型(ROM)用于超音速气流中受热壁板的非线性颤振分析。考虑均匀受热的简支板,采用von Karman大变形理论,一阶活塞理论及准定常热应力理论建立壁板的热气动弹性方程。基于Galerkin混沌响应解作为快照数据提取最优POD模态,建立POD降阶模型。分别采用时程图,相平面图,庞加莱映射,分岔图及最大李亚普诺夫指数(LLE)判断混沌等复杂响应。结果表明,POD方法以更少的模态,更短的计算耗时得到与Galerkin方法吻合较好的稳定性边界及复杂响应解。另外,发现壁板颤振系统存在长时间的瞬态混沌现象,而POD方法比Galerkin方法能够更快地收敛到稳态的周期运动。     

风力机翼型动态失速的POD模型降阶方法

利用本征正交分解(Proper orthogonal decomposition,POD)原理设计了一种针对风力机翼型动态失速的时变过程的辨识方法。首先对周期俯仰运动的风力机翼型流场的动态失速过程进行数值模拟,然后用上述方法进行了有效的辨识并从中提取了关于动态失速过程的主要模态信息。在给定的误差阈值下,分别针对浅失速和深失速的情况,将该降阶模型的辨识结果与数值计算原始结果进行了对比并对误差进行了相应的分析。结果表明,该降阶模型方法能够以明显降低的计算量精确辨识翼型的浅失速情况;对深失速的辨识会由于湍流模型的精度影响有所降低。     

基于多源数据融合的翼型表面压强精细化重构方法

在风洞试验模型表面布置测压孔是获得表面压力分布的重要手段，但受限于空间位置和试验成本，通常难以在复杂模型表面布置足量的测压孔获得完整的表面压力分布信息，直接积分获得的升力和力矩精度不足，因此提出了一种融合稀疏的风洞试验数据和数值计算（CFD）数据的方法，通过较少的风洞测压试验数据获得高精度的压力分布。首先通过本征正交分解技术提取数值计算数据的压力分布低维特征（POD基函数），然后利用稀疏的试验测压数据，通过压缩感知算法获得基函数的坐标，最后将坐标转化到物理空间重构出压力分布。利用定常固定翼型变状态以及变几何变来流状态算例验证该方法的精度，重构结果均能精确匹配试验结果。该重构方法可在一定程度上解决空间受限稀疏观测条件下的分布载荷精细化重构难题。     

淹没射流湍流场的 TR-PIV 测量及流场结构演变的 POB 分析

利用平面激光诱导荧光流动显示技术(LIF)和二维高速粒子图像测速技术(TR-PIV)对淹没射流和自由面相互作用湍流场进行了细致的测量,并利用本征正交分解方法(POD)对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构并分析其与自由面相互作用特点。射流出口雷诺数 Re =5600,淹没深度 H/D =4。LIF 实验结果表明:自由液面的存在使得射流在向下游扩散发展中存在向上运动的趋势。时均流场也表明射流上半部分扩散速率更快,在相互作用区域,最大速度位置逐渐向自由液面靠近,类似自由射流的流向湍流度双峰值分布形式随流向距离增大而逐渐消失。POD 分解得到的空间模态表明:射流中有序的相干结构在上游逐渐发展,随后迅速向上发展并与自由液面发生相互作用,在下游,由于自由液面的限制,大尺度结构又开始向下发展。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围.在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术.通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式.研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值.     

旋翼翼型低速动态失速研究

为了提高旋翼翼型动态失速模拟的精度,基于动态混合网格技术和ALE形式的RANS控制方程,构建了一套可用于低速流场中旋翼翼型动态失速分析的计算方法。采用守恒变量形式的低速预处理技术,解决了由于特征值差异过大引起的收敛困难问题;在物面采用层推进泊松方程光顺法生成结构网格,以获得较好贴体性和正交性;采用分离流中应用广泛的k-ωSST湍流模型捕捉深失速下流场的大分离特性。计算结果表明该计算方法可以有效地分析不同马赫数下的旋翼翼型动态失速,收敛精度有不小于两个数量级的提升。针对低速流场不同马赫数下深失速的流场特征的计算分析表明,马赫数对动态失速的迟滞特性具有明显的规律性影响。     

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.     

结构固有振动特征值问题矩阵摄动法的一个拓广

本文探讨振动结构的物理、几何参数与固有模态之间的关系。处理这类问题的常见方法是特征值问题摄动法。但该方法得到的解只有当参数作小扰动时才有效。为克服这一缺陷,本文将前人已得到的模态关于参数的导数表达式看成是一组常微分方程式,从而运用常微分方程的定性研究方法和数值计算方法来研究这类问题。文中用这一拓广的方法探讨了模态在参数空间上的连续性及重频点对模态演变的影响,并对一个轮盘叶片模型进行了数值计算和实验分析。     

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。     

LORENTZ TIME-SPACE TRANSFORMATION IS A APPROXIMATE CALCULATION METHOD IN AERODYNAMICS FOR COMPRESSIBILITY

1　 LORENZ TRANSFORMATIONEXISTED IN AERODYNAMICANALYSISIn earlier paper a relation between magnetand fluid is deduced.Naturally we can think thedeep meaning of it.And man asks:does theaerodynamic system also has the character ofmagnet field?To answer this question,relativityspace- time wave equation are analyzed.It de-scribes the same phenomena of the wave equationof compress fluid in normal space and time.It isamazement.In normal compressible fluid thenon- dimensional simp…     

Tomo-PIV亚跨声速风洞应用探索

层析粒子图像测速技术(Tomographic Particle Image Velocimetry,Tomo-PIV)是将PIV技术和计算机断层诊断技术(CT)相结合的一种瞬时三维流场速度测量技术,能够定量获取流场的三维结构。通过对该技术的研究,实现了其在亚跨超声速风洞的应用,并进行了超临界翼型小肋减阻的试验验证。基于中国航天空气动力技术研究院FD-12亚跨超声速风洞,设计了体光源和相机等硬件设备的布局方案,解决了示踪粒子的均匀播撒问题,测量了Ma=0.6条件下的自由来流流场,并与PIV测试结果进行对比,两者数据吻合较好,验证了Tomo-PIV的测量精度。针对超临界翼型OAT15a,测量了翼型表面分别贴附光滑薄膜和顺流向对称V形小肋薄膜后翼型尾缘后方的三维速度场。对比发现,贴附小肋薄膜后尾缘后方流场的马赫数增大,说明小肋能够减小翼面摩擦阻力,具有一定的减阻效果。     

计及分离的机翼低速气动特性的一种近似计算方法

本文介绍一种计算带分离的大中层弦比、小后掠角机翼低速气动特性的近似方法。根据给定机翼的平面形状和几何迎角,按线化升力面理论算出升力和力矩沿展向分布的第一次近似值。再逆向应用升力面理论估算下洗流场,从而近似地得到各个削面的有效迎角。然后根据有效迎角及雷诺数,从翼型实验数据得到相应的升力和力矩分布的第二次近似值。如此反复迭代直至收敛为止。     

风力机翼型的多学科设计优化

为了解决优化计算和流场分析耦合求解的难题,并实现优化流程的自动化运行,采用多学科优化设计框架软件,针对风力机专用翼型运行工况,对低雷诺数航空翼型NACA 4412的气动性能进行优化设计。软件集成了翼型生成、网格划分、流场分析、优化计算4个模块。其中,流场计算采用N-S方程求解;优化方法为多岛遗传算法。优化结果表明,优化后翼型有较高的升力系数和相对大的升阻比,其升阻比提高了15.9%。该方法可以实现多学科领域的精确分析和整个优化循环过程的自动化运行,也能为其他气动外形的优化设计提供参考。     

基于响应面法的跨声速翼型气动优化设计

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计。流场计算采用雷诺平均N-S方程。响应面模型采用二次多项式来构造，试验点的选取满足D优化准则。设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计，设计质量较高，有较大的工程应用价值。     

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术.风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果.试验结果表明:对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积.