叶顶间隙流动中的涡结构实验研究

叶顶间隙流动中的旋涡结构是引发导管桨、水轮机等水力机械叶顶间隙空化问题的主要因素之一。与常规船用螺旋桨（叶顶无端壁）上的梢涡流动不同,叶顶间隙流动受叶片载荷分布和间隙尺度（叶片梢部与端壁的距离）共同作用。为了研究叶顶间隙流动中的旋涡结构特性及其影响因素作用机理,本文采用二维NACA0024翼型在空泡机理水筒中,开展了基于旋涡空化观测的叶顶间隙流动显示实验和基于2D-3C PIV的叶顶间隙流场测量实验。通过空化观测实验,获得了叶顶间隙流动中的旋涡整体分布状态,以及间隙宽度、雷诺数和载荷系数等对旋涡强度的影响规律。通过流场测量实验,获得了局部全湿流场（无空化状态）中的旋涡分布规律以及其随不同影响因素的变化规律。结合流动显示实验和流场测量实验,研究了叶顶间隙流动中的旋涡结构形态以及形成机理,并初步阐明了间隙宽度、雷诺数和载荷系数对叶顶间隙流动旋涡强度的影响规律。研究表明,在NACA0024翼型叶顶间隙流动中存在两种主要稳定涡结构,分别是梢分离涡和梢泄涡;稳定涡结构是引起叶顶间隙流动空化的主要因素;翼型攻角和间隙宽度的大小是影响叶顶间隙流动中旋涡结构强度的主要因素。     

三维旋转效应对桨叶气动特性影响的计算

在旋转的作用下,流动分离向下游延迟,结果大大改变了风力机桨叶的气动特性,这种由旋转所带来的影响被称为三维旋转效应。本文以桨叶表面边界层理论分析的结果为基础,给出了三维旋转效应对气流分离影响的解析关系,将其与非定常气动和动态失速模型相结合,并适当考虑旋转条件下桨叶翼型载荷的分布特性,使其能计算三维旋转效应下风力机桨叶的非定常气动特性.通过算例表明,当这一三维旋转效应模型与非定常动态失速模型耦合后再计算桨叶非定常气动特性时,能大大改善计算结果。     

风洞试验雷诺数/静气动弹性效应分离方法

雷诺数是风洞试验的重要模拟参数之一,目前大多数试验采用增加气体介质密度的方式来提高试验雷诺数。这种试验方式获得的数据中雷诺数与模型静气动弹性效应相互耦合,难以分离,给数据修正和使用带来了较大的困难。针对雷诺数效应风洞试验中雷诺数与结构静变形影响相互耦合的问题,采用流体数值计算和静气动弹性耦合计算相结合的方法,研究了雷诺数和静气动弹性变形对模型气动力系数的影响。在归纳气动力系数随雷诺数和静气动弹性变形的变化规律的基础上,发展了一种雷诺数/静弹性效应数值分离技术,能够准确预测雷诺数与静气动弹性变形对气动力特性的影响。尤其是在刚性模型气动力系数随雷诺数对数呈现近似线性变化的情况下,获得了合理的气动力系数分离结果,为常规风洞增压变雷诺数试验提供了一种简便快捷的数据修正手段。     

火星着陆器抛背罩分离体气动特性

为便于火星着陆器抛背罩安全性仿真,针对火星着陆器简化外形开展了背罩分离的定常数值计算,分析了着陆平台与背罩之间的气动效应,获得了着陆平台与背罩的轴向力系数随分离间距的变化规律。结果表明：初始分离瞬间,由于着陆平台嵌入背罩内部,它们之间的压力接近驻点压力,随着分离间距的增加,背罩与着陆平台之间的压力逐渐由接近驻点压力慢慢过渡到接近底部绕流压力,至分离间距为0.1倍大底直径后,背罩一直处于着陆平台的底部绕流区。分离间距为0~0.06倍大底直径时,背罩的轴向力系数大于着陆平台,容易分离;分离间距为0.06~6倍大底直径时,着陆平台的轴向力系数大于背罩,存在分离后重新结合并发生碰撞的危险,且在分离间距为1倍大底直径时,着陆平台与背罩之间由于回流作用而产生的吸力达到峰值,此时发生碰撞的危险系数最大;分离间距超过6倍大底直径后,背罩的轴向力系数再次超越着陆平台,可以确保抛背罩安全分离。     

超精密空气主轴回转精度的测量与数据处理

介绍一种测量超精密花岗石空气主轴径向回转精度的测量方法──双向转位法。该法运用误差分离技术,并且编制了一套数据处理程序,有效地提高了测量准确度．     

某型号飞机简化模型大攻角流态初步研究

 在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流动状况随攻角和来流速度的演化进行了观测和分析.实验结果表明,在本实验条件下,对于不同的来流速度或雷诺数,每种流动现象所对应的攻角确实发生了变化,说明雷诺数的影响确实存在;另外,对自由转捩条件下,俯仰力矩曲线在α=35°~70°之间很分散的风洞实验结果进行了初步的解释:α=35°基本上对应于边条涡非对称破裂的开始;而α=70°则对应于机头迎风面流动向前、向后的临界点.     

载人航天器低空应急救生分离时刻计算

讨论了载人航天器低空应急救生时返回舱与逃逸飞行器分离时刻Ｔａ的计算方法。首先推导了逃逸弹道的近似解;然后提出了基于近似解的返回舱与逃逸飞行器分离时刻Ｔａ的实时确定方法;最后,仿真分析了该方法对提高载人航天器低空逃逸救生概率的作用,证明利用近似解实时求解分离时间Ｔａ是一种简单实用、效果明显的方法。     

隔离段抽吸引起的激波迟滞现象研究

为了研究壁面抽吸条件下隔离段流动迟滞现象,采用数值模拟和理论分析相结合的方法,模拟反压升高再降低过程,对隔离段的激波形态进行了研究。基于Zhukoski提出的中等雷诺数下(3×10~4Re_δ1.2×10~6)分离区压力与马赫数的量化关系,发展了无控制措施条件下激波串首道激波的理论模型,发现来流马赫数大于2.0时激波串首道激波反射类型为规则反射,且不会出现激波反射迟滞现象。而壁面抽吸使首道激波固定在抽吸缝位置,导致激波串首道激波强度随反压升高不断增强,边界层分离角和激波角不断增大,从而进入Von Neumann准则的双解区甚至马赫反射区,在升高及降低反压的过程中隔离段出现流动迟滞现象。研究结果进一步揭示了壁面抽吸引起的流动迟滞现象不仅包含常规RR?MR激波反射迟滞,而且包含了一种新的迟滞现象——边界层分离迟滞。     

大径向落差长度比中介机匣气动特性研究

为了进一步揭示大径向落差长度比中介机匣的气动特性,采用全三维数值模拟方法对径向落差长度比ΔR/L=0.5的中介机匣的流动与损失特征进行了研究。结果表明大径向落差长度比中介机匣通道内轮毂面存在较大的逆压梯度,支板-轮毂角区容易发生流动分离,加之附面层迁移等复杂流动的影响,导致中介机匣的总压损失较大为3.8%,轮毂25%流量层,主流50%流量层及机匣25%流量层的总压损失分别为2.7%、1.9%和11.7%。进一步的研究发现中介机匣流场对马赫数和支板厚度弦长比的变化较为敏感,特别是轮毂面附近的总压损失会随马赫数和支板厚度弦长比的增大显著增加,马赫数从0.25增大到0.48时,轮毂面总压损失相对增大52%;支板厚度弦长比从0.16增加到0.27时,轮毂面总压损失相对增大93%。     

基于DDES方法的叶栅分离旋涡的非定常流动数值研究

为了研究叶栅分离旋涡的非定常流动特性,选取亚声速叶栅为研究对象,进行了基于延迟分离涡模拟方法 (DDES)的非定常数值模拟。针对进口Ma0.3的情况,对比分析了进口攻角、叶栅稠度、叶片弯角、叶片中弧线弯度分布和叶片厚度等因素对于叶栅分离旋涡运动的影响。结果表明,当攻角增大时,尾迹附近流场会逐渐由定常模式转化为非定常对涡脱落模式,同时对涡脱落频率不断减小;随着攻角的进一步增大,叶背分离强度不断增加,叶背分离涡开始单独脱落,并主导流场旋涡运动。强烈的叶背分离涡脱落引起了叶片气动力的剧烈脉动,其幅值是小攻角状态下由尾迹对涡脱落引起叶片气动力脉动的30倍以上。叶栅几何参数的改变对于流场旋涡运动同样有很大影响,流场同样呈现出"定常尾迹"、"对涡脱落"、"叶背分离涡脱落"这三种主要的旋涡运动形式之一。叶背分离点的相对位置则是影响旋涡非定常运动形式和旋涡脱落频率的主要内在因素。