TUNNEL INTERFERENCE IN UNSTEADY POST-STALL EXPERIMENTS

The effect of the size of a delta wing relative to that of the test section on the vortex breakdown location over a delta wing oscillating in pitch to very high angles of attack was investigated experimentally using flow visualization. The unsteady wall pressure characteristics such as delay, frequency were analyzed. An unsteady tunnel wall correction, applying influence functions in steady wall pressure correction method and unsteady wall pressure at the optimum points, was presented. Experimental examinations prove that the unsteady tunnel wall correction is desirable.

开口回流式整车风洞风机尾流的流动控制

对风洞风机尾流进行流动控制,可以提高风机效率、优化流场品质,因此对于回流式风洞必须使用全局模型进行研究。建立风洞全流道仿真模型,并通过现有实测结果对仿真流动结构和速度分布进行对照验证。不同尾锥截断长度流动控制的仿真结果表明:尾流控制存在两种与近壁大涡结构密切相关的机理,一种是垂直背后分离流诱导的小涡结构与大涡相互作用,另一种是改变分离位置影响曲面分离流形成的大涡结构,两者均可影响大涡结构距离尾椎的距离,改变近壁剪切层速度分布,使得剪切层向内侧偏转,导致尾流低速区减小,提高主扩散段出口的总压,提高气流均匀性。引入涡流发生器后,气流绕过涡流发生器产生的小涡结构使得尾流大涡结构改变,主扩散段总压以及气流均匀性进一步改善。

开槽两侧格栅对分体双箱梁涡激振动控制研究

分体双箱梁断面涡激振动性能及优化是大跨桥梁抗风设计面临的关键问题之一。以某大跨度悬索桥为背景,针对分体双箱梁制作节段模型进行风洞试验,分析不同攻角时主梁涡激振动性能,提出在开槽两侧沿主梁纵向对称布置气动格栅的优化方案,研究主梁开槽两侧格栅的透风率对涡激振动性能影响规律。结果表明:当阻尼比为0.25%,攻角为-3°、0°和+3°时,主梁竖向涡激振动的无量纲最大振幅分别为0.032、0.033、0.023;当攻角为0°和-3°时,主梁扭转涡激振动最大振幅分别为0.18°、0.13°。开槽处布置透风率50%的两侧格栅后,主梁竖向涡激振动消失。这是由于气流在上游断面迎风侧前缘及栏杆处发生分离,产生较大尺寸的上部旋涡,随着旋涡不断运动,与下游断面发生碰撞,同时主梁尾流产生交替脱落的旋涡,诱导分体双箱梁断面发生涡激振动。开槽两侧布置两侧格栅后,气流的分离作用被弱化,在开槽位置处旋涡尺寸明显减小,减弱对下游断面的作用,优化主梁的涡激振动性能。研究可为分体双箱梁抗风设计提供参考。

小翼羽掠角对机翼增升效果的影响

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术 ,即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力 ,并且有效控制攻角范围从 30°直到 80°。

公伯峡水电站水平旋流泄洪洞试验研究

本文结合公伯峡水电站旋流泄洪洞水工模型试验研究 ,提出了水平旋流泄洪洞泄流能力、螺旋流流速沿程分布及其径向分布、壁面压力、通风量等计算方法。通过体型优化 ,较好地解决了起旋器与旋流洞连接拐角处的负压和掺气问题 ,有效地避免了空蚀破坏 。

粗糙带对某型号飞机简化模型机头流态的影响

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态进行了研究 ,详细观察了机头两侧粗糙带和“只”字型粗糙带对机头流态的影响 .实验结果表明 ,风洞实验所得力矩曲线受雷诺数影响大的攻角范围与机头涡破裂后打在座舱上的攻角及机头涡在座舱前严重掺混的攻角相联系 .水洞实验中 ,来流速度为2 0cm s、粗糙高度为 0 .8mm时流态随攻角的变化规律可用来解释风洞实验结果中力矩曲线的分散性 .

不同迎角下前体涡流动的等离子体控制特性

应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20°顶角圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3.0 m×1.6 m低速风洞中进行,迎角35°～70°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5.0×104。实验结果包括7个测量截面周向压力分布、由周向压力分布推断得到的截面处空间涡结构以及积分得到的截面当地力和圆锥段力。实验结果表明:(1)在35°～50°迎角范围内,圆锥段流场只有一对非对称的主涡,圆锥段分离涡流动呈现近似锥型流特性,随着迎角增大,圆锥段侧向力系数符号不变;(2)在50°～70°迎角范围内,圆锥段流场呈现多涡结构,圆锥段分离涡流动不再呈现锥型流特性,此时随着迎角增大,圆锥段侧向力系数会发生多次变号;(3)等离子体控制使得圆锥段对涡流场中第1个新涡出现的迎角推迟。

旋流阻塞与旋流扩散复合式内消能泄洪洞的水力设计

结合雅砻江两河口水电站后期3#导流洞和大渡河猴子岩1#导流洞的改建,在研究旋流阻塞和旋流扩散复合消能泄洪洞的水力特性基础上,对该类型复合式旋流内消能泄洪洞的设计原理与方法进行研究探讨,和开敞式进口、起旋器、阻塞与旋流渐变扩散段的体型进行了设计与计算,为1000 m3/s以上泄流量、150 m作用水头量级的导流洞改建为旋流内消能泄洪洞工程水力设计提供参考。

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果，并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ，０．１０％ 和０．３３％ 。实验结果表明，不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说，上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型，即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明，湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的，并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自０．１０％ 变化到０．３３％ 时，湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自０．０２％ 变化到０．１０％ 时。

连接翼布局气动特性研究

在一个小型低速风洞中进行了五种不同布局形式的连接翼方案实验研究。利用油流法研究了三种连接翼的流谱,初步分析了具有连接翼飞机的气流流动机理。为比较,同时对三角翼常规布局方案进行了实验,所有方案使用相类似的隐身布局机身。实验结果表明,连接翼布局有其特有的流型:翼面分前翼、后翼及外翼三部分,其流型受前翼涡、后翼涡、翼端涡、机身边条涡以及它们互相缠绕形成的新涡的控制。这些涡的产生、发展、离体和破裂的情况不同,形成不同方案气动特性的差别。连接翼布局气动特性优于常规翼布局,特别是最大升阻比可达12以上,失速迎角超过30°。通过前后翼后缘操纵面的有利组合,可以达到提高升阻比,满足纵、横向稳定性和操纵性要求的目的。结果显示,具有扁平机身的连接翼方案是一个有潜力的无人机布局形式。

前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验

激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.

洞壁对过失速非定常三角翼涡破碎位置的影响

在南航低速风洞中用两组后掠角分别为６５°和７０°的三角翼模型进行了过失速非定常涡破碎位置测定实验。各组模型几何相似，展长与风洞宽度之比分别为０．１７５，０．３５和０．７。涡及其破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示并由相机记录。实验表明，同样攻角条件下。

激波风洞边界层强制转捩试验研究

针对升力体模型设计了涡流发生器,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ2 m激波风洞上开展风洞试验,研究了高超声速边界层强制转捩问题。试验来流名义马赫数分别为10、12,单位雷诺数分别为2.4×10~/m、2.1×10~6/m,模型攻角10°。试验中应用铂薄膜热流传感器技术和温敏热图(TSP)技术测量了模型表面热流,证明涡流发生器实现了模型边界层强制转捩,使Φ2 m激波风洞拥有了模拟高马赫数低雷诺数湍流边界层的能力。试验结果表明,不同形状不同高度涡流发生器对边界层完全转捩成湍流后的热流影响不明显,由此可提出一种新的激波风洞试验方法,即利用涡流发生器开展相同来流条件下不同边界层流态对模型表面热流等边界层参数分布影响的试验研究。

竖井进流水平旋转内消能泄水道的泄量特性研究

本文从分析竖井进流水平旋转内消能泄水道的流态及影响因素出发 ,根据试验资料对其泄量特性进行了系统地分析与研究。研究结果表明 :这种泄水道的流态、泄流量变化规律有非常明确的分区特性 ,不同的分区对流态与泄量的影响因素是不同的。本文在该分析的基础上给出了泄量的基本计算公式、流量系数的变化规律和泄量计算的经验公式。

对圆柱和二维扩压叶栅在平面叶栅风洞中旋涡脱落的试验研究

随着叶轮机设计技术的发展,对流动非定常的了解显得越来越急迫。而在叶轮机的流动中,尾流是导致流动非定常的一个重要因素,因此对尾流流动特性的研究就显得很有必要。 本文在不同的平面叶栅风洞中对圆柱及二维扩压叶栅进行了吹风实验,利用传声器、热线热膜以及动态压力传感器等动态测试仪器,对圆柱和二维扩压叶栅后旋涡脱落情况进行了试验研究。实验结果显示,在平面叶栅风洞内的圆柱体尾流中有类似在外流中的卡门涡街脱落现象,但所对应的斯特劳哈数比外流稍小。更重要的是,还首次得到了二维扩压叶栅后明显的旋涡脱落特征频率,证实了在二维扩压叶栅非定常流动中也伴随着有规律的旋涡脱落。这些结果将为利用外流的成果和更全面地考虑叶轮机的气动设计提供很重要的参考作用。

大型超高速水流泄洪隧洞安全运行的水力控制

依托锦屏一级水电站泄洪隧洞的水力学模型试验,介绍了其安全运行的水力控制因素,包括进口漩涡特性和消涡措施、掺气减蚀以及出口消能等问题。研究成果表明,对于大型超高速泄洪隧洞,在优化设计的基础上,还需控制运行方式,才能达到安全运行的目的。

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明:地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。

公伯峡水电站泄洪建筑物布置与设计

公伯峡水电站泄洪建筑物布置采用了两岸分散、左岸相对集中的平面布置格局,立面上采用表、深孔相结合的分层孔口布置,设置了开敞式岸边溢洪道、深式压力泄洪洞以及采用开敞式进水口的水平旋流泄洪洞。泄洪建筑物布置格局合理、型式多样、运用灵活,妥善解决了泄洪建筑物泄洪、排沙、放空、检修、施工期放水等运用要求。同时水平旋流消能泄洪洞在国内的首次应用,丰富了泄洪建筑物的型式,为导流洞的永久利用提供了新的经验。

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.