流场显示

摘要： 基于下一代民用客机发展研究背景,针对某特种布局分布式推进翼身融合飞行器,采用数值仿真与风洞试验相结合的方法对其纵向气动特性及失速机理进行分析研究。介绍了该分布式推进翼身融合飞行器的气动构型及数值模型方法,针对当前翼身融合飞行器有无分布式动力影响下的纵向气动特性进行了对比分析,基于当前翼身融合飞行器无动力缩比模型风洞试验,在对数值模型方法进行校验的同时,结合流场显示结果对其大迎角失速发展过程中的流动机理进行分析研究。结果表明:当前分布式推进翼身融合体的分布式动力匣平台区域前缘展向流动是诱导失速发生的主要因素,但中部机身在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行,而分布式动力抽吸对于翼上流动具有较为明显的梳理作用,可以用于控制和改善翼身融合飞行器大迎角失速特性。

摘要： 为开展模型高速斜入水和水中高速航行的水流场实验研究,研制了立式和卧式气炮与水箱组合的实验系统。通过快速阀和活塞阀控制气炮激发和驱动状态,一级气炮采用高压空气直接驱动弹托和模型,二级气炮采用高压空气驱动重活塞压缩使集气腔中产生高压气体,再驱动弹托和模型达到预定速度。通过调节水箱和发射管角度,使高速模型斜入水或水平入水。其中,立式可变发射角二级气炮可发射质量1~1000 g的模型至2500 m/s最大速度,卧式一级气炮可发射质量1~100 kg的模型至300 m/s最大速度。和小气室、高燃气压力火药驱动方式相比,新型气炮采用大体积、中低驱动压力气室,高压气体更接近等熵膨胀做功,调节高压气体压力,能较好地满足模型质量和速度的宽范围要求。结合光反射通断法测速、高速摄影和阴影流场显示等测量技术,得到立式气炮压缩管重活塞运动速度、压缩管末端压力时间曲线和模型倾斜与水平入水的流场阴影图像。结果表明:重活塞速度在膜片破裂前和理论计算值符合较好,但破膜后差异较大。立式气炮流场阴影图像反映了模型斜入水产生的空中和水中激波以及在气水界面的反射激波、空泡形成和侧向气水界面的破碎与飞溅等现象。从卧式气炮的模型水平入水阴影图像提取气泡轮廓,清楚地看出尾部气泡气水界面的波动和失稳。和商业计算软件Fluent计算结果相比,空泡上游区域基本重合,但尾流区域强湍流导致两者存在明显差异。和水洞实验相比,气炮水箱实验系统近真实地再现高速入水过程伴随的冲击和动态空化等物理现象和模型尺度效应。

摘要： The wind resistance and flow field of a ro-ro passenger ship with a wind speed of 25 m/s under five different wind angles are studied based on the particle image velocimetry (PIV) technology in order to analyze the flow field distribution of the ro-ro passenger ship under different wind angles. The characteristics of the longitudinal, transverse and horizontal wind flow field of the ro-ro passenger ship are obtained by using the PIV technology. The results show that the longitudinal wind axis resistance and the transverse lateral force change parabolically with the increase of wind angles, while the yaw moment changes in a sinusoidal manner with two resistance peaks at opposite directions. The wind resistance and flow field of the ro-ro passenger ship are analyzed and studied based on the flow field graph obtained by PIV and the wind resistance curve got from the conventional force tests. It can provide reference for the calculation and validation by using CFD tools as well as the optimization of the wind resistance in the future.%为准确分析客滚船在不同风向角下的流场分布, 基于PIV技术研究了某型客滚船在25m/s风速下, 5个不同风向角的风阻变化和流场分布;利用PIV技术得出某型客滚船纵向、横向以及水平方向的空气流场特性.结果表明:随着风向角的增加, 纵向风轴阻力和横向侧向力呈"抛物线"规律变化, 偏航力矩呈"正弦曲线"分布, 并存在两个方向相反的阻力峰.利用PIV流场分布图与常规测力试验的风阻曲线对客滚船风阻流场进行分析研究, 所得结果可为以后的CFD计算验证以及后期风阻优化提供参考依据.

摘要： 基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性,在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统,并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型,在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究.在平板实验中,气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构,与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°.在平板-方块实验中,气体放电方法观测到了2个截面(对称面和远离对称面截面)的激波结构,对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致,远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致.在简化进气道实验中,气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构,且尺寸与数值计算结果相差较小,约为7.9％.这些实验结果表明,在高超声速脉冲风洞中,采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构,不仅可进行分截面激波结构观测,还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示,而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测.

摘要： Diagnosis of combustion field was mainly useful to structure designing and combustion state organization of the combustion chamber. Laser schlieren/shadow and difference interferometer were used to study the wave structures of combustion field. And combustion border and combustion violent region were diagnosed by the planar laser-induced fluorescence of OH groups (OH-PLIF) method to get a clear field of combustion wave lines and the combustion results displaying by PLIF. Combining laser shadow/difference interferometer and OH-PLIF, the relationship between the wave lines and combustion could be seen. To cut the image of light source similarly to traditional schlieren by adopting a new laser schlieren technology, which produced not obvious laser speckle and diffraction phenomenon. What' s more, it was meaning to display the wave structure and diagnosis by PLIF at the same time. The work above can be a reference for the study of supersonic combustion fluid field.%燃烧场的流场诊断研究,有利于燃烧室的结构设计和燃烧状态的组织.研究主要采用激光纹影/阴影和差分干涉方法显示燃烧场的波系结构,并用羟基平面激光诱导荧光(OH-PLIF)方法诊断燃烧边界和核心燃烧区域,得到了清晰的燃烧场波系显示结果和燃烧情况的PLIF显示结果.将差分干涉/激光阴影和PLIF方法结合,可以考察波系结构与燃料燃烧的关系.研究采用了一种新型消相干技术的激光纹影,可以像常规纹影一样用刀口切割光源像,不会产生明显的激光散斑和衍射现象;同时在工程上将波系结构显示和PLIF进行同步诊断,也是比较有意义的工作.该工作对于超声速燃烧流场的研究具有参考意义.

摘要： In order to solve low sensitivity of flow visualization using a single-pass schlieren system under the conditions of higher Mach number, low static pressure, the double-pass schlieren system withΦ900 mm caliber of light beam of spherical mirror in China, was developed. Compared with a single-pass one, higher sensitivity was obtained, and more flow detail can be provided and the range of application of the schlieren technique can be expanded through a double-pass schlieren system. The out-of-focus flow image was eliminated by replacing colorful knife edge with the LED light source of the four-color-light, by adding the compensating lens, optimizing object lens and adjusting finely the LED light source. The flow image on the common aviation vehicle (CAV) model obtained using double-pass schlieren system was compared with that obtained using single -pass schlieren one. The incident diaphragm was added before the object lens so that a light spot was removed. The vivid flow image on the big blunt model was obtained under experimental condition of Mach number 10, total pressure 2.0 MPa, total temperature 1100 K, angle of attack from 0° to 15°. The advantage and disadvantage of a double-pass schlieren system was analyzed.%为了解决单光程纹影系统在高马赫数、低静压流场显示中灵敏度低的问题,研制了国内首套最大口径为Φ900 mm的双光程纹影系统.与单光程纹影系统相比,双光程纹影系统具有更高的灵敏度,能提供更多的流场细节,能拓宽纹影技术的应用范围.通过用LED四色光源代替常规的彩色刀口、增加补偿透镜、优化照相物镜和精细调节LED四色光源,较好地消除了试验流场重影.通过增加入射光阑,有效减弱了试验流场中出现的光源光斑.对单光程纹影流场图与双光程纹影流场图进行了比较.在马赫数Ma=10、试验总压为2.0 MPa、试验总温为1100 K、攻角为0°~15°试验条件下,通过双光程纹影系统,获得了大钝头模型清晰的试验流场图像.最后分析了双光程纹影技术的优缺点及改进方向.

摘要： 为了研究鸭式布局飞机的摇滚运动,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行滚转自由度释放、静态测力、动导数试验和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验.首先为了得到摇滚从发生到消失的全过程,进行了俯仰角范围为12° ~52°、间隔1°测量的滚转自由度释放试验;结果表明对应于不同的俯仰角,鸭翼布局飞机的摇滚运动也具有不同的性质,其平衡点和运动形式均发生变化.接着静态测力和动导数试验证实;在翼体结构的多涡系影响下,摇滚可在零度平衡点和非零平衡点位置处发生;且运动可为极限环和非极限环形式.最后通过流场显示,分析了在不同迎角时鸭式布局飞机形成翼体摇滚的可能的流动机理.%To study wing-body rock of canard-configuration aircrafts, a model for wind tunnel test was designed having a chine forebody, canard wings, strake wings,main wings, and a vertical fin.This model was tested by different methods including free rolling motion, static force balance test, dynamic derivative test, and smoke wire technique.First, the complete rock process was studied by free-to-roll experiment in the range of pitch angel θ=12°~52° and Δ=1°.The results show that, rolling motions of the canard-configuration aircraft have several different mean roll angles and motion forms vary with different pitch angles.Second, the results of the static force balance test and dynamic derivative test confirm that the rolling motion can occur around zero or nonzero equilibrium roll angles with limit-cycle forms or nolimit cycle ones due to the influence of multi-vortex structures.Finally, the flow visualization tests show that the main vortices generate the wing-body rock at different stages.The possible mechanism for the wing-body rock was also analyzed for the canard-configuration aircraft.

摘要： A planar laser scattering system is built and then verified in a shock tunnel with a nominal Mach number of 6.A proper amount of water vapor is added into the test gas before the experiment,and then the water vapor condenses into tiny particles when it goes through the shock tunnel nozzle.The condensed H2O particles are used as tracers for the planar laser scattering.With the help of this flow visualization method and sophisticated arrangements of the optical path,the flow field of a hypersonic inward-turning inlet with a transition from the elliptical-like to circular shape is observed in experiments,and the preliminary flow structure in the inlet forebody and the isolator are obtained.The results show that the nominal diameter of the condensate tracers is approximately 67 nm with good following performances in the flow field.The forebody shock is curved and inflected obviously,and is concaved near the symmetry and raised at the sides.Based on several laser scattering images,the three-dimensional forebody shock is rebuilt using a spline interpolation method.As a result,the forebody shock looks like an oblique scoop.There are two pairs of streamwise vortices in the isolator.One vortex-pair near the bodyside is large and the other vortex-pair near the cowl-side is small,and both are unsteady.The high-speed flow concentrates in the core region of the isolator and inclines slightly to the cowl-side,whereas the low-speed flow accumulates on the bodyside.The flow field of the isolator is thus nonuniform.%在名义马赫数为6的激波风洞中,通过预先在试验气体中加入适量的水蒸气,利用水蒸气流经喷管时凝结产生的粒子作为示踪粒子,搭建并验证了平面激光散射系统.采用该流场显示技术,结合适当的光路布置,对类椭圆形转圆形高超声速内转式进气道进行了试验观测,初步得到了进气道前体及隔离段的流场结构.结果表明:水蒸气凝结产生的示踪粒子平均直径约为67 nm,在流场中具有较好的跟随性;内转式进气道前体激波有明显的凹凸性和拐点,前体激波靠近对称面的部分向内凹,而两侧的边缘向外凸出;基于多个流场截面的激光散射图像进行样条插值,重构出的三维前体激波面呈倾斜的糖勺形;隔离段顶板一侧和唇口板一侧各有一对反转流向涡,顶板一侧的涡流区较大,而唇口板一侧的较小,两对流向涡存在一定的非定常性;高速气流区集中在隔离段中心,并且偏向唇口板一侧,而大量的低速气流堆积在顶板一侧,使得隔离段流场的不均匀性显著.

摘要： 油流法作为一项流场显示技术,能直观的描述流场中试件表面的流动特征,技术难点主要体现在油剂配比的调制及涂刷工艺上.本文以油剂配比的调制及其涂刷工艺的研究为主,对油流法流场显示技术在某叶栅试验试验件上的应用情况进行详细介绍和对比,为后续的油流法流场显示技术研究提供参考.

摘要： 为研究鸭式布局飞行器摇滚特性,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行了自由滚转、扰动滚转、静动态测力和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验.通过自由滚转和扰动滚转试验得到了该模型翼体摇滚的时间历程,静态测力和动导数测定验证了非极限环运动形式摇滚的发生.结果表明该鸭式布局模型摇滚不仅同侧存在多个摇滚平衡点,而且在临界俯仰角,摇滚过程中可能出现从一摇滚平衡点跳动至同侧另一摇滚平衡点的突变.通过流场显示技术得到该鸭式布局模型复杂流场的基本形态分布,并对滚转角为0°时的全机涡系干扰和摇滚形成机理进行了简要分析.

摘要： 油流法作为一项流场显示技术,能直观的描述流场中试件表面的流动特征,技术难点主要体现在油剂配比的调制及涂刷工艺上.本文以油剂配比的调制及其涂刷工艺的研究为主,对油流法流场显示技术在某叶栅试验试验件上的应用情况进行详细介绍和对比,为后续的油流法流场显示技术研究提供参考.

摘要： 本文主要介绍南京航空航天大学高超声速气动研究中心(HARC)在高超声速气动特性研究及飞行器绕流流场观测方面的风洞试验研究成果,针对HARC的NX-1吸气式高超声速飞行器简化模型的测力、测压试验及流场显示与测量技术,给出典型状态的试验结果与分析.

摘要： 为了进行高压高速喷流流场的测量,在原有PIV试验技术的基础上开展了基于高压微雾系统的喷流流场测量试验技术.本文通过高压微雾系统、喷流试验系统和PIV流场测量试验系统的结合使用,开展了高压高速喷流流场显示技术研究并取得成功,试验效果良好.该技术中首先采用高压微雾系统将示踪粒子打入混合室与高压气体混合,再通过喷流模型内部的高压供气核心件进行二次混合,保证示踪粒子与高压气体充分混合后从尾喷管喷出后利用PIV试验技术进行流场测量.研究结果表明,该试验技术具有实时性强、对流场无干扰等特点,可以准确获得喷流的流场分布.

摘要： 本文结合典型鸭式布局的低速测力试验和流场显示结果，分析了鸭翼、机身和垂尾等部件对布局特有气动力特性的影响，对一些现象给出了解释。研究表明，除了鸭翼涡，机身涡在鸭式布局的涡系耦合中占有非常重要的位置，对纵横向气动力特性都产生较大影响；鸭翼涡的干扰作用是形成俯仰力矩非线性的原因之一。

摘要： 本文主要针对地面效应实验中流场显示的问题提出了详细实验设计方案.实验方案依托于西北工业大学NF-3风洞现有的实验条件和实验设备,希望通过目前的实验设备在较短的时间内完成地面效应的流场显示实验,为地面效应的研究提供更加丰富的手段和直观的显示.

摘要： 本文从试验的角度出发,介绍了全息干涉和彩色纹影等几种光学非接触测量方法.我们先在实验室完善这些方法,然后应用到大型风洞现场,使这些方法在高超声速燃烧发动机的流场诊断方面发挥重要作用.最后,根据几种不同的风洞试验条件,分别给出了相应的超燃试验流场的显示结果.

摘要： 背景纹影技术是一种基于图像的大视场、非接触的定量流场测试技术,在流场测量中有着广阔的应用前景.详细介绍了背景纹影技术的基本原理,深入设计了斑点背景板,搭建了密度场测量系统,基于平面火焰炉流场开展了定量测量研究,并给出了流场密度和温度分布测量结果.结果表明,背景纹影技术可以便捷、有效地实现流场密度测量,为实现大视场定量的流场密度测量提供了一种简洁有效的方法.

摘要： 背景纹影技术是一种基于图像的大视场、非接触的定量流场测试技术,在流场测量中有着广阔的应用前景.详细介绍了背景纹影技术的基本原理,深入设计了斑点背景板,搭建了密度场测量系统,基于平面火焰炉流场开展了定量测量研究,并给出了流场密度和温度分布测量结果.结果表明,背景纹影技术可以便捷、有效地实现流场密度测量,为实现大视场定量的流场密度测量提供了一种简洁有效的方法.

摘要： 背景纹影技术是一种基于图像的大视场、非接触的定量流场测试技术,在流场测量中有着广阔的应用前景.详细介绍了背景纹影技术的基本原理,深入设计了斑点背景板,搭建了密度场测量系统,基于平面火焰炉流场开展了定量测量研究,并给出了流场密度和温度分布测量结果.结果表明,背景纹影技术可以便捷、有效地实现流场密度测量,为实现大视场定量的流场密度测量提供了一种简洁有效的方法.

摘要： 背景纹影技术是一种基于图像的大视场、非接触的定量流场测试技术,在流场测量中有着广阔的应用前景.详细介绍了背景纹影技术的基本原理,深入设计了斑点背景板,搭建了密度场测量系统,基于平面火焰炉流场开展了定量测量研究,并给出了流场密度和温度分布测量结果.结果表明,背景纹影技术可以便捷、有效地实现流场密度测量,为实现大视场定量的流场密度测量提供了一种简洁有效的方法.

摘要： 本发明涉及一种提高燃料电池双极板波浪形流道流场有效面积的流场结构，通过在分布于波浪形流道流场两侧的电化学反应弱化区设置与波浪形流道仿形的类半月形凸台及其周围的流道，使电化学反应弱化区具有与燃料电池主体流场相同程度的电化学反应。通过本发明可以提高双极板波浪形流道流场的有效面积，通过每个燃料电池电化学反应弱化区的减少来提高有效电化学反应面积。虽然电化学反应弱化区在燃料电池流场中的占比是比较低的，但是由于燃料电池电堆动辄是几十甚至几百个燃料电池堆叠而成的，对于一个燃料电池电堆而言，燃料电池电化学反应有效面积的增加是非常可观的。

摘要： 本发明公开了一种平行流场与蛇形流场自动切换的燃料电池自适应流场板，流场板的结构包括：反应物进口和出口，进口总管和出口总管，流场板上设有若干条脊、流道和四周的流场板壁，总管两侧壁面上的凹槽以及布置的自适应结构。当总管中有积存的液态水时，流场中的自适应结构吸水膨胀，总管局部横截面积逐渐变小，甚至堵住总管，使流场板局部或全部从平行状流场变为蛇形流场；当总管中不再有积存的液态水时，在电池运行温度下受到气流吹扫，内部水分蒸发，自适应结构脱水收缩，变为平行流场。本发明能够根据总管中液态水含量发生自适应变化，适应不同的工况，加快液态水的移出，避免水淹现象，并减小泵功消耗，提升电池净功率的效果。

摘要： 本公开提供了一种流场板及流场板的流道，属于燃料电池领域。该流道为波浪形，流道包括进口端、出口端和中间段，进口端位于中间段的一端，出口端位于中间段的另一端，中间段包括两个相对的内侧壁，中间段的内侧壁上设置有对流凸起，对流凸起由所处的一个内侧壁朝向相对的另一个内侧壁凸出形成，且对流凸起与相对的另一个内侧壁之间具有过流间隙。本公开可以提高气体的利用率。

摘要： 本发明涉及一种提高燃料电池双极板波浪形流道流场有效面积的流场结构，通过在分布于波浪形流道流场两侧的电化学反应弱化区设置与波浪形流道仿形的类半月形凸台及其周围的流道，使电化学反应弱化区具有与燃料电池主体流场相同程度的电化学反应。通过本发明可以提高双极板波浪形流道流场的有效面积，通过每个燃料电池电化学反应弱化区的减少来提高有效电化学反应面积。虽然电化学反应弱化区在燃料电池流场中的占比是比较低的，但是由于燃料电池电堆动辄是几十甚至几百个燃料电池堆叠而成的，对于一个燃料电池电堆而言，燃料电池电化学反应有效面积的增加是非常可观的。

摘要： 本公开提供了一种流场板及流场板的流道，属于燃料电池领域。该流道为波浪形，流道包括进口端、出口端和中间段，进口端位于中间段的一端，出口端位于中间段的另一端，中间段包括两个相对的内侧壁，中间段的内侧壁上设置有对流凸起，对流凸起由所处的一个内侧壁朝向相对的另一个内侧壁凸出形成，且对流凸起与相对的另一个内侧壁之间具有过流间隙。本公开可以提高气体的利用率。

摘要： 本发明公开了一种基于熔流示踪的流场显示方法，具体包括如下步骤：(1)实验前，制备涂有固态示踪剂的模型；(2)将涂有固态示踪剂的模型置于高温流场中，根据固态示踪剂中示踪物质的物理性质，在流场的温度高于固态示踪剂的熔点时，固态示踪剂在高温气流的作用下熔化，同时由于高温气流的剪切作用，熔融状态下的示踪物质在模型表面形成流谱。固态示踪剂能适应高温流场条件，可以大大扩展流体表面示踪方法应用的温度范围；可以对固态示踪剂进行机械加工；涂有该类固态示踪剂的模型可以放置，且方便保存，为实验提供便利；且固态示踪剂便于储存与运输。

摘要： 本发明提供了一种流场显示装置及方法。所述装置包括：电源、试验模型、试验舱、正电极、负电极和喷管，其中，所述电源的正极与所述正电极连接，所述电源的负极与所述负电极连接；所述正电极设置于所述试验模型的表面，所述负电极设置于所述试验模型的外侧；所述喷管设置于所述试验舱的开口一侧，以向所述试验舱提供气流；所述正电极和所述负电极的表面为同轴的圆筒形结构，且所述正电极和所述负电极的圆筒形结构的底面相互平行，所述负电极远离所述正电极的一端与地连接。本发明可以同时观测试验模型整个周向上的激波情况，极大的提高了试验效率；接地极将正极周向包覆，有效防止了意外放电的发生。

摘要： 本发明提供一种用于轴流血泵全流场显示的测试台，其特征在于：该测试台上设置轴流血泵固定装置和轴流血泵驱动装置，测试的轴流血泵设置在轴流血泵固定装置上，所述轴流血泵驱动装置为非接触的磁耦合驱动装置，其包括主动磁体和驱动电机，所述驱动电机连接所述主动磁体，所述主动磁体与该轴流血泵中转子叶轮的被动磁体并行放置构成非接触的磁耦合驱动关系，以使得所述主动磁体旋转，从而带动设置在所述轴流血泵固定装置上的轴流血泵中的转子叶轮的被动磁体转动，与此匹配地，所述轴流血泵的泵壳的至少一部分为透明材料制作。通过本发明的测试台可以观测到轴流血泵流场的全景。本发明还提供了观测方法。

摘要： 本发明公开了一种背景纹影瞬态流场显示系统，包括LED阵列背景板、CCD相机和单片机，其中LED阵列背景板用于提供流场的折射率变化信息；CCD相机用于采集没有流场和有流场两种情况下的LED阵列背景板的图像；单片机用来控制LED灯的瞬间亮灭，所述LED阵列背景板和CCD相机分别设置在流场的两侧，且LED阵列背景板的中心、流场的中心以及CCD相机位于同一直线上。本发明还公开了该系统的流场测量方法。本发明系统和方法适用于光线差的情况下，减少了测量中CCD相机的曝光时间，提高了测量精度。

摘要： 本发明公开了一种基于熔流示踪的流场显示方法，具体包括如下步骤：(1)实验前，制备涂有固态示踪剂的模型；(2)将涂有固态示踪剂的模型置于高温流场中，根据固态示踪剂中示踪物质的物理性质，在流场的温度高于固态示踪剂的熔点时，固态示踪剂在高温气流的作用下熔化，同时由于高温气流的剪切作用，熔融状态下的示踪物质在模型表面形成流谱。固态示踪剂能适应高温流场条件，可以大大扩展流体表面示踪方法应用的温度范围；可以对固态示踪剂进行机械加工；涂有该类固态示踪剂的模型可以放置，且方便保存，为实验提供便利；且固态示踪剂便于储存与运输。