一种单相机三维体视PIV技术及其应用

三维体视粒子图像测速(Volumetric PIV)是获得空间体内三维速度场的激光测速技术.本文详细介绍了一种单相机三维流场测速新方法,其原理是在相机与被测流场之间加装一个三棱面特效透镜,光线通过该透镜三个棱面的折射能实现多相机不同视角成像的效果,经过三维粒子的重构,进而实现三维体视PIV的测量.论文对三维空间标靶标定、标定函数的自修正和三维粒子重构进行了误差分析.在零质量射流涡环测量方面的应用表明,该方法能够获得零质量射流涡环三维流动结构的时序结果,且具有较高的测量精度,体相关分析经过两次迭代后速度矢量的辨识率能达到95%左右.涡结构的辨识分别采用了ci与涡量判据,通过比较可以看出ci判据能有效的消除射流剪切流动的影响,对旋涡结构的辨识明显优于涡量判据.     

合成射流改善S形进气道流场特性的研究

S形进气道存在严重的流动分离及二次流现象,导致进气道出口总压恢复系数低、流场畸变严重.由于二次流的存在,进气道内流场三维性较强,常规的在展向或周向施加等量的控制针对性并不强,本文在矩形进气道模型上游弯道流动分离处不同展向位置施加等强度的合成射流控制,研究不同展向位置对控制效果的影响.首先对进气道内流动分离和二次流的相互作用进行了分析,发现在进气道展向不同位置二次流可能会抑制或加强流动分离,流动分离也会使二次涡加强,导致出口局部区域压力恢复非常低.在展向不同位置施加控制,可通过改善展向不同区域流动分离来产生不同旋转方向的流向旋流和二次流相互作用,降低二次流的强度,获得较高的总压恢复.     

轻型飞机翼根整流设计方法研究

受成本和用户市场限制,轻型飞机通常采用相对简单的增升系统满足起降、爬升等极高的飞行安全要求,这些飞行状态涉及飞机的大迎角空气动力学特性．翼身接合部流动分离是影响大迎角性能的主要因素之一,因此,控制翼身接合部的流动分离,对改善轻型飞机的大迎角性能具有重要的工程应用价值．本文采用CFD和风洞试验方法,针对某轻型飞机增升构型开展翼根整流设计方法研究,给出了翼身接合部形状影响流动分离的物理机制,由前缘、展向和中后段构成的整流设计方法,整流参数及其三维参数化建模方法．采用该设计方法完成的某轻型飞机翼根整流设计方案,有效控制了翼根流动分离,改善了大迎角气动性能,有利于提高飞行安全性．研究结果已用于中国通用飞机公司某轻型飞机研制．     

介质阻挡放电等离子体流动控制的研究

在等离子体激励因素诱导流场变化实验和数值模拟分析的基础上,探索了介质阻挡放电等离子体流动控制的效应．结果表明湍流模型比层流模型可获得更好的结果．通过平板流动实验与压气机叶栅实验相结合的措施,研究了等离子体对外流、内流加速与抑制流动分离的耦合作用．实验结果表明：等离子体激励可以改变边界层的速度特性;在流速低于20m／s时,等离子体激励可显著改善栅后总压和速度分布特征;流速接近50m／s时,等离子体仍会明显改变总压和速度的最小值;可见,在低速流动条件下,采用等离子体激励方式能达到抑制流动分离的目的．     

超声速气流中稳焰凹腔吹熄极限分析与建模

吹熄极限的研究对于超燃冲压发动机燃烧室中稳焰凹腔和燃料喷注方案的设计具有重要学术意义和工程应用价值．针对凹腔上游喷注燃料的火焰稳定过程进行了研究,从理论上分析了超声速气流中凹腔稳定燃烧的贫燃与富燃吹熄机制,基于剪切层稳燃模式,进一步考虑流场的三维结构,并结合横向射流穿透与混合模型,在有效当量比的计算、凹腔的卷吸过程以及燃料射流与凹腔剪切层／回流区的质量交换等方面改进了已有模型,重新定义了与吹熄过程密切相关的Damokhler数和有效当量比,并以两者关系为准则建立了描述富燃和贫燃吹熄极限的数学模型,进而通过实验数据验证了模型的有效性．     

微流控器件中血细胞行为的研究与分离技术

近年来,微流控器件在细胞分离和筛选中的应用发展迅速.一方面,微流控器件可以是研究血细胞运动、变形和黏附等行为的有力手段;另一方面,血细胞的这些流动行为也为微流控器件检测、筛选细胞提供了设计依据,二者密不可分.本文从血细胞,尤其是红细胞的流动行为出发,首先介绍产生变形、黏附等行为的基本机理,然后重点介绍和分析基于血细胞流动行为特点进行细胞筛选和分离的微流控器件及其功能特点.     

压电驱动自耦合射流流动和换热特性实验研究

采用三维粒子图像测速仪、热线风速计和红外热像仪对狭缝喷口自耦合射流的流动特征和冲击靶板的对流换热特征进行了实验研究．结果表明，在紧邻喷口的法向距离内，涡对周期性地生成、破碎和融合，在某个法向距离上形成较为稳定的连续性射流；随着自耦合射流的发展，呈现在喷口短轴方向急剧向两侧扩展、而在喷口长轴方向先收缩后缓慢扩展的流动特征．激发器存在两个谐振频率，使得自耦合射流的速度和涡量比较大，其中高频谐振频率效果更好；实验得到的两个谐振频率在数值上与理论分析有一定差异，低频谐振频率相对差值更大．与常规射流冲击冷却相比，自耦合射流冲击作用下的靶面对流换热系数同样具有随冲击间距增大而先逐渐增大、后逐渐衰减的变化趋势，但最佳冲击间距值却明显高于常规射流，而且自耦合射流的作用范围大，表明自耦合射流具有强的夹带能力和穿透能力．     

固体火箭发动机点火瞬间流固耦合综述

流固耦合是流体力学与固体力学交叉而产生的一门新兴力学分支,它主要研究固体在流场作用下的各种力学行为以及固体变形或运动与流场的相互作用规律．20世纪90年代,美国“大力神4”助推发动机首发试验失败后,固体火箭发动机点火过程中的流固耦合现象逐渐被研究人员所认识,并在实际应用中迅速发展．本文针对流固耦合在固体火箭发动机上的应用进行了归纳和总结,分别从点火燃气流动、药柱变形和实验研究三个方面综述了国内外的发展现状与趋势．以此为基础,初步探讨了我国开展固体发动机点火瞬间流固耦合研究的方法,为固体发动机装药设计提供了一定参考．     

高速可压缩流动壁函数边界条件的改进与应用

为发展适用于高速流动的壁函数边界条件以降低摩阻和热流模拟时的网格相关性,针对Nichols等人提出的可压缩壁函数边界条件开展了改进研究．首先,通过数值试验修正了可压缩速度壁面律的参数取值·9其次,基于数值试验和理论分析,对温度壁面律的表达式进行了修正;最后,推导了近壁区的热传导项表达式,更准确地实现了壁函数边界条件与CFD程序的耦合．之后,对修正的可压缩壁函数边界条件开展了应用研究．对超声速平板湍流边界层的模拟结果表明：壁函数在壁面法向第1层网格y＋〈400时均能给出准确的壁面热流密度和摩擦系数值,且在稀网格下也可得到合理的边界层速度型、温度型以及湍流涡黏性系数分布;数值实验表明对原始壁函数的修正显著提高了热流密度和摩擦系数的模拟精度．对包含分离流动的超声速凹槽和高超声速轴对称压缩拐角算例的数值模拟发现：基于充分发展的附着湍流边界层理论建立的可压缩速度壁面律对分离区内部近壁区仍然近似适用,可保证分离区内部给出可靠的摩擦系数和热流密度;而对于分离／再附点附近,壁函数的模拟精度相对较差,其原因在于分离／再附点附近的真实速度型与壁函数中速度壁面律形式出现明显差别．     

合成射流环量控制翼型增升技术

研究采用合成射流代替传统吹气式环量控制翼型增升技术,将其应用于控制NCCR1510-7067N翼型的环量,采用商用软件Fluent求解二维非定常Reynolds平均NavierStokes方程组,通过分析零度攻角下翼型的气动力特性、漩涡结构等,研究了合成射流翼型环量控制的机制和效果.结果表明采用合成射流可以有效实现对翼型的环量控制,射流吹程和吸程均可以有效推迟翼型后缘分离点,增加翼型环量.在本文研究中,零度攻角下合成射流的增升效率C/C=114,远高于传统吹气式环量控制的增升效率12.1.     

放置于驻点的合成射流控制圆柱涡脱落模式的实验研究

将合成射流同时放置于圆柱前、后驻点位置,利用PIV测速技术,在水槽中进行了合成射流控制圆柱绕流的实验研究.在来流雷诺数、合成射流激励器振幅为固定值的情况下,使合成射流激励频率fe为尾迹涡固有脱落频率f0的1到3倍,应用频谱分析和本征正交分解(Pro-per Orthogonal Decomposition,简称POD)等方法,研究了合成射流对圆柱绕流结构的控制效果.随着激励频率的增加,合成射流的影响范围沿流向逐渐扩大,并且激励频率逐渐取代尾迹涡脱落的固有频率主控全流场.不施加控制以及fe/f0=1,2时,前两阶POD模态分布规律及模态系数的频谱分析均体现出尾迹涡固有的反对称脱落特性.激励频率fe/f0=2,3时,尾迹涡脱落模式的变化以及激励频率的主频特性在第3,4阶模态分布及模态系数变化中得到了很好的体现.激励频率fe/f0=2时,尾迹涡脱落兼有对称与反对称模式;激励频率fe/f0=3时,合成射流涡对在近尾迹剪切层诱导产生对称的尾迹涡结构,但是在向下游发展过程中逐渐演化为反对称模式.     

合成射流控制圆柱分离及绕流结构的实验研究

在水槽中对合成射流控制圆柱分离及其绕流结构进行了实验研究. 射流出口为狭缝, 由圆柱前驻点向上游喷射. 实验表明: 与传统的将射流出口置于分离点附近或分离区内一样, 采用的合成射流布置方式对圆柱绕流分离同样具有很好的控制效果, 但控制机理不同. 在本实验采用的合成射流作用下, 圆柱绕流的前驻点前移, 在狭缝出口两侧形成一对旋涡. 当基于合成射流出口平均速度的雷诺数ReU约小于43时, 绕流在圆柱迎风面前形成闭合包线, 起到前缘修形的作用; 而在Re_U较大时则在圆柱迎风面前形成开式包线, 并使绕过圆柱的流体具有很强的湍流动能. 因此, 不论Re_U的大小如何, 合成射流都能改善圆柱绕流的分离状况. 对于圆柱背风面流动, 随着Re_U的增大, 后缘分离区逐渐减小, 在圆柱上游形成开式包线, 且大约当Re_U大于344时, 圆柱绕流可完全再附. 此时, 绕过圆柱的流体在后驻点附近汇合, 形成强剪切层, 诱导产生周期性向下游脱落的旋涡.     

计算流体技术及应用

从工程应用的角度,总结了近年来作者及其研究群体在计算流体技术研究中取得的成果,包括软件集成技术、网格技术、加速收敛技术、非定常流动计算技术等。文中列出了这些成果在多种复杂流场的数值模拟中成功应用的例子,包括飞机、直升机、风力机以及流动主动控制等方面。     

微型涡流发生器控制SCCH增升构型流动分离研究

针对等弦长带后掠半模SCCH增升构型襟翼附面层发生流动分离,线性段增升效率降低的问题,采用数值模拟和风洞试验方法,开展微型涡流发生器控制襟翼附面层流动分离研究.首先,采用数值方法分析SCCH增升构型的基本流动现象,获得襟翼流动分离特性,作为微型涡流发生器设计依据;其次,根据涡流发生器工作原理,结合SCCH增升构型襟翼结构与流动分离特性,提出本文微型涡流发生器设计思想和初步设计方案;再次,采用数值方法研究微型涡流发生器控制增升装置流动分离的作用机理,研究微型涡流发生器布置方式、弦向位置、安装角、高度、展向间距等几何参数对流动控制效能的影响规律,提出控制襟翼流动分离的微型涡流发生器设计方案,供风洞试验验证;完成数值设计之后,采用风洞试验方法,进行微型涡流发生器设计方案验证与可能的方案筛选,以验证数值模拟方法、设计方法及涡流发生器设计方案;最后,分析数值模拟和风洞试验研究结果,提出具有工程应用价值的增升装置微型涡流发生器设计原则、设计方法及技术路线,供型号研制借鉴与采纳.研究结果表明,本文针对SCCH着陆构型提出的微型涡流发生器设计方案,经CFD和风洞试验验证,在着陆及下滑进场飞行状态,最大增升与增阻量分别达到10%和14%,符合着陆飞行状态对增升装置的设计要求,且CFD方法提出的设计方案最佳,具有惟一性;同时也表明,本文提出的增升装置微型涡流发生器设计原则、设计方法及技术路线可用于型号研制.     

脉冲管制冷机多种直流效应研究进展

脉冲管制冷机是一种有很好应用前景的小型低温制冷机．首先简要介绍了脉冲管制冷机的发展历史，指出脉冲管制冷技术的改进和理论发展与对其内部直流效应的研究密切相关．然后概述了直流效应的发现历程和分类，首次提出了直流的物理意义包含驱动机制和传输机制两个要素，明确了直流的驱动机制是流动和温度的不对称性，传输机制是靠环路或涡量两种方式进行非线性耗散．接着重点介绍近二十年来国内外在脉冲管制冷机直流效应研究方面所取得的重要进展，包括在Gedeon流、Rayleigh流、第三种直流、蓄冷器内的环流4种主要的直流上取得的重要突破和创新．针对Gedeon流主要回顾了理论和实验分析的研究，对不同的抑制方法进行了归纳总结．对于Rayleigh流主要阐述了二阶质量流的解析特点和关于锥形脉冲管的研究．还指出了目前对第三种直流和蓄冷器内环流研究的成果和不足，概述了直流的实验测量技术发展现状，最后扼要地对脉冲管制冷机直流效应研究还存在的问题和该研究领域的发展方向进行展望．     

二维垂向射流沙质河床冲刷的数值模拟

基于紊流理论和射流冲刷机理,本文提出了二维垂向射流冲刷的数学模型．以拖曳力为主要参变数,导出了基于希尔兹数的推移质泥沙输运模型,将临界希尔兹数作为泥沙颗粒起动的判别标准,模型中没有考虑悬移质的运动,推移质运动所引起的河床形态变化用动网格技术来描述,从而形成了基于动边界的二维射流冲刷数学模型．针对二维垂向射流清水冲刷进行了试验研究,得出了射流流态及冲刷坑的几何特征等资料．选用实验室物理模型参数对二维射流冲刷进行了数值计算,试验和数值模拟均展现了射流冲刷摆动的发展过程,两者给出的射流摆动现象的良好吻合验证了模型和算法的有效性,进而在计算和试验研究基础上给出了射流冲刷平衡时冲刷坑特征长度的半经验公式．     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素,因此,准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上,建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法,通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算,对计算方法进行了验证．在此基础上,综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术,结合模态空间下结构动力学方程,建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台,对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明,不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率,相比较雷诺平均Navier-Stokes方程,MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构;与颤振明显的区别,各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导,一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合,使结构产生加速度,承受较大的惯性力载荷冲击,是引起结构疲劳的主要因素,验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

环形旋转冲击射流热流特性的实验研究

实验研究了由导向叶片引起的环形旋转冲击射流的流动与传热特性,并与传统环形冲击射流进行了比较.采用粒子图像测速法观察了不同冲击距离下两种射流的出口流动结构;测量并对比了两种射流在均匀加热冲击靶板上的局部压力及传热分布.对于环形冲击射流,所测得的流动结构、壁面压力及传热分布与公开数据一致;在足够大的冲击距离下,该射流显示出类似于单个圆管冲击射流的特征.对于环形旋转冲击射流,在中小冲击距离下,局部压力和传热系数在冲击靶板上的分布与传统环形冲击射流相比更不均匀,但总体传热性能更好,这是由于漩涡在导向叶片下游脱落、对流所致;在较大的冲击距离下,环形旋转射流未显示出类似于单个圆管冲击射流的特征,且由于高动量耗损,其传热性能低于传统环形射流.     

加热丝上过冷池沸腾汽泡射流现象及其模拟

实验观察分析直径25及100 mm微细铂丝上过冷池沸腾微小汽泡射流现象, 利用高速摄影和PIV技术获取汽泡周围射流形态及流场, 发现小尺寸汽泡具有明显的顶部射流, 大尺寸汽泡则可以在汽泡两侧出现多股射流. 通过分析汽泡界面相变换热以及热毛细力效应(Marangoni), 建立了近壁面汽泡计算模型并数值模拟汽泡周围流场, 模拟射流结构及喷射强度等与实验结果一致吻合. 分析证明, 热毛细效应引起汽泡界面快速流动并带动周围液体形成射流; 汽泡直径对于射流结构有重要影响, 决定着汽泡射流多样性结构.     

距离对合成射流涡环撞击壁面的影响

利用二维PIV测速技术研究了射流孔口与壁面距离对合成射流涡环撞击壁面过程的影响,分析了涡环撞击壁面的演化规律,给出了流场的统计特性．研究结果表明,不同的孔口与壁面距离的差异,最终体现在涡环靠近壁面时涡量强度及撞击速度的差异;基于孔口直径的无量纲距离接近或小于合成射流无量纲冲程时,涡环撞壁会在壁面附近诱导产生二次涡结构．因此,合适的孔口与壁面距离对涡环撞击壁面效果起着至关重要的影响．流场统计特性分析表明,涡环撞壁后形成壁面射流,其时均速度最大值衰减速率和射流半宽度扩展速率随孔口与壁面距离的增加而减小．无量纲化的壁面射流速度型均表现出自相似特性,并且与壁面层流射流的理论曲线吻合较好．