气动雾化喷嘴强化湍流扩散的实验研究

用热线风速仪对气动雾化喷嘴出口的气相湍流速度场进行测量，得到了气流的脉动速度及旋涡尺度分布。用浓度测量仪测量了喷嘴出口液相浓度的分布。研究表明，湍流脉动对细小雾滴的扩散具有促进作用，而气流的大尺度旋涡对液滴扩散的作用更加明显。内气路采用径向射流型式，可以增大气流的旋涡尺度，加强对液滴的扰动，因此对喷雾浓度的均匀分布大有益处。     

压力探针临壁效应的试验与计算

临壁效应会使压力探针的测量结果发生误差。由于探针属非流线形物休，所以其临壁效应的机理与流线形的机翼不同，不能简单套用机翼的结论．对圆柱三孔针的试验结果表明，可以用叠加点涡的方法来描述其临壁效应。点涡强度随离壁距离的减少而增强．     

用PIV技术研究四角切圆锅炉燃烧器区冷态燃烧流场的湍流积分尺度

四角切圆锅炉内煤粉的燃烧过程对提高锅炉运行效率及NOx减排有着显著的现实意义.通过搭建四角切圆锅炉冷态模型,利用粒子成像测速技(Particle Image Velocimetry),采用空间相关分析方法,针对燃烧器区四角射流复杂湍流的涡拟序结构,开展基于湍流积分尺度来表征的3个典型水平层面涡尺度分布规律研究.通过对湍流积分尺度和时均速度的相关分析研究,认为冷态燃烧器区湍流涡尺度分布不仅与风口流速相关,同时还与风层位置密切相关,并不与风口流速呈线性变化规律,上一次风层涡尺度分布与其它两个风层的相比存在很大差异,因此湍流积分尺度的研究对煤粉高效洁净燃烧具有一定的理论指导意义.     

流向入射涡与后翼相互作用分析

涡翼互作用现象影响航空运输编队飞行的效益和配对进近的安全。采用数值模拟方法,针对无入射涡影响的后翼以及稳定状态下的入射涡位于后翼3个典型展向位置共4种情况,研究入射涡与后翼的相互作用。对比分析了基于Q准则的三维涡量、不同流向位置的涡量,以及后翼吸力面静压系数、气动参数和滚转力矩系数等。研究结果表明:稳定状态下的入射涡在后翼外侧时,翼尖涡受上洗运动影响;在内侧时,受下洗运动影响。两种情况下,翼尖涡强度均受到抑制。入射涡越靠近后翼翼尖,后翼升力系数、升阻比、滚转力矩系数越大,且在其与后翼翼尖重合时都达到最大值。这一结果可为编队飞行和配对进近的前后机布局提供参考。     

基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰

旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向“抬头（Pitch-up）”现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN（Rotor Body Interaction）旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明：旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。     

基于全自由尾涡模型的最佳环量分布风力机叶片气动优化方法

通过优化环量分布,开发了一种快速的风力机叶片气动优化设计方法.方法中引入了全自由尾涡模型,通过并行处理技术和快速多极子方法加速计算.采用傅里叶级数参数化叶片附着涡环量分布,大幅减少了优化变量数目.以风能利用系数为目标函数,以给定轴向力系数为约束条件,获得环量分布后反求得到叶片最优几何参数.最后通过优化美国可再生能源实验室（NREL）实验风轮进行方法验证,结果表明:在约束条件下,当尖速比分别为3.79和4.74时,优化使风轮的风能利用系数分别提升了32%和8%.在无约束条件下,针对不同叶片数和尖速比,分别对原NREL风轮进行全局优化,得到了风能利用系数均超过0.48以上的最优设计.      

带滑撬无人机的卡门涡街效应研究

在无人机上安装滑撬后,在特定飞行条件下,滑撬出现周期性侧力振荡,本文通过非定常CFD方法研究滑撬绕流的流动机理特征,验证了周期性侧力振荡是由于椭圆形截面滑撬引起的卡门涡街造成,从而为滑撬的设计提供了理论支持。     

InvesInvestigation of the Effects of Airfoil-probes on the Aerodynamic Performance of an Axial Compressor

In order to investigate the effects of the airfoil-probes on the aerodynamic performance of an axial compressor,a numerical simulation of 3D flow field is performed in a 1.5-stage axial compressor with airfoil-probes installed at the stator leading-edge(LE).The airfoil-probes have a negative influence on the compressor aerodynamic performance at all operating points.A streamwise vortex is induced by the airfoil-probe along both sides of the blade.At the mid-operating point,the vortex is notable along the pressure side and is relatively small along the suction side(SS).At the near-stall point,the vortex is slightly suppressed in the pressure surface(PS),but becomes remarkable in the suction side.A small local-separation is induced by the interactions between the vortex and the end-wall boundary layer in the corner region near the hub.That the positive pitch angle of the airfoil-probe at 6.5% span is about 15° plays an important role in the vortex evolution near the hub,which causes the fact that the airfoil-probe near the hub has the largest effects among the four airfoil-probes.In order to get a further understanding of the vortex evolution in the stator in the numerical simulation,a flow visualization experiment in a water tunnel is performed.The flow visualization results give a deep insight into the evolution of the vortex induced by the airfoil-probe.     

近距耦合鸭式布局复杂涡系的干扰机理

在不同的迎角范围内,通过求解雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程模拟了雷诺数Re=2.4×10⁵下,鸭翼和机翼前缘后掠角均为50°的近距耦合鸭式布局简化模型的绕流结构,并与该模型的风洞测力和水洞流动显示实验结果进行了比较和验证,分析了鸭翼涡和机翼涡在不同迎角下的演变过程.根据鸭翼的不同作用效果,将迎角范围划分为3个区域,分析了各个迎角范围内的主要作用机制.鸭翼涡与机翼涡的演变和干扰过程虽然极为复杂,但可将其概括为诱导、卷绕和破裂作用.分析结果表明:中大迎角以后鸭翼涡都会对主翼涡产生有利影响,尤其在中大迎角下,卷绕起到了主导作用,鸭翼涡产生的增升效果也最好.     

三维斜掠后台阶流动数值模拟

介绍了开源计算流体力学软件OpenFOAM(Open Field Operation and Manip-ulation)及面向对象编程技术,并利用其对三维斜掠后台阶流动进行了数值模拟.通过对无斜掠角度情况下用OpenFOAM计算得到的流场速度型和展向涡强度场分布与实验数据的对比研究,证明其具有良好的计算精度和可靠性.通过对不同斜掠角度台阶下游流线与压力分布的详细研究发现随着斜掠角度从0°增加到60,°回流区涡团结构和再附距离均发生了显著变化.其总体趋势是再附距离在30°后会急剧缩小,旋涡强度也会减弱.