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高速复杂流动PIV技术研究实践与挑战 总被引:1,自引:3,他引:1
粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息.本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分析、超声速平板湍流边界层结构分析等方面具体问题的研究和认识,从理论、定量化的角度深入分析了应用于超声速流场PIV技术现阶段依然存在的问题.从应用于超声速流场PIV技术的原理出发,针对高速复杂流场的PIV测试现状,总结了应用于超声速流场PIV技术发展过程中的光学部件、示踪粒子及布撒系统所遇到的一系列挑战,以及国内外利用PIV技术在高速复杂流场研究中所取得的成就,针对PIV技术能否适用于高超声速流场的测量做了系统化地探索.并根据实践经验提出了应用于超声速流场PIV技术未来的发展方向:通用的精确的PIV方法不存在,必须从具体研究的流动机理角度改造相应的PIV测试手段. 相似文献
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对二维超声速气固两相混合层进行双向耦合,研究了粒子图像测速技术(PIV)中示踪粒子对超声速混合层的湍流变动作用。超声速气固两相混合层的气相采用大涡模拟,离散相采用拉格朗日颗粒轨道模型求解。结果表明:与无负载示踪粒子时的超声速混合层相比,小Stokes数示踪粒子在超声速混合层中的布撒减弱了流向湍流,而强化了法向湍流,使雷诺应力峰值增大了9.68%;大Stokes数示踪粒子对混合层的湍流脉动起到了一定的削弱作用,最大雷诺应力值只有无负载时的41.74%。大质量载荷时,大量示踪粒子的运动尾迹抹平了部分法向速度脉动,使最大法向速度脉动只有无负载粒子时的38.63%;中等质量载荷时,超声速混合层的法向速度脉动和雷诺应力峰值与无负载粒子时相近;而小质量载荷时,超声速混合层中心线及其附近的法向速度脉动得到较小的增强,而最大流向速度脉动却被削弱了19.29%。小Stokes数和中等质量载荷示踪粒子对原始无负载粒子时的流场影响相对较小,研究结论对高速流动PIV测试有着重要的参考价值。 相似文献
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为了深入认知凹腔驻涡与高速可压缩来流之间的相互作用过程以及来流马赫数对上述动力学过程的内在影响规律,对长深比为1.0的单凹腔基础构型在常温、常压、Ma=0.3~0.7的高速可压缩来流下进行冷态非定常数值模拟,并基于拉格朗日视角研究来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性。结果表明:凹腔上方剪切层内旋涡结构仍然具有类似自由剪切层的周期性演化过程,主流与凹腔通过三次掺混进行物质输运;随着主流马赫数的增加,旋涡运动方式及凹腔-主流物质掺混机制都发生了本质上的改变,剪切层内旋涡和凹腔主涡涡量均呈现数量级式增长,剪切层旋涡结构脱落频率近似线性增长并逐渐卷吸至凹腔中部,进入凹腔的主流流体占比降低,但扩散程度和速度加快;此外,源于凹腔的流体流出唇口线后经剪切层的夹带作用回流占比增大,降低了凹腔-主流的整体质量交换水平;驻留参数整体衰减,高马赫数时仅为低速工况的1/2,显著降低了回流区对于流体驻留作用的贡献。 相似文献
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超声速PIV示踪粒子布撒技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了上海交通大学高超声速创新技术研究实验室为发展超声速PIV流场测试系统而开发的示踪粒子布撒技术。研究中设计了一套超声速风洞PIV示踪粒子布撒装置,提出了利用发生器罐体内的真空度吸入示踪粒子的加注方式,选定了测试流程时序并得到了较好的粒子布撒效果。通过比较不同的发生器罐注入压力对粒子布撒浓度的影响,得到了效果良好的测试方案。 相似文献
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高速流动中PIV示踪粒子松弛特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
示踪粒子的随流能力是PIV技术在高速流动中应用的关键点之一。在上海交通大学变马赫数高速风洞中开展了PIV实验研究,重点提出一种评价示踪粒子随流能力的松弛特性分析模型。在马赫数4条件下尖锥、尖劈等模型PIV实验研究中,可以准确分析粒子的松弛特性,粒径分析结果与实验吻合较好,并验证了高速流动PIv的测试精度和示踪粒子布撒能力。 相似文献
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在ACAD环境中,任意绘制一些连接的线段和圆弧作为飞机基准点飞行的轨迹,通过捕捉线段和圆弧便能自动绘制出飞机主起落架、翼尖的行径轨迹,并计算出飞机最大前轮转动角及转向角。 相似文献
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基于多场耦合的飞行器热环境数值分析方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
新一代高超声速飞行器的发展给防热设计问题带来严峻挑战。根据飞行器热环境多场耦合特性,提出了一种基于多场耦合的热环境数值分析策略,并在此基础上发展了基于Navier-Stokes方程的流场CFD分析程序,通过有效的界面数据传递算法,实现了与结构有限元热分析软件的耦合,形成了基于流场与结构耦合传热的飞行器热环境多场耦合数值分析方法。以典型圆管前缘为计算模型进行了程序验证,并对稳态和非稳态飞行环境下的流场与结构耦合传热特征和规律进行了数值分析研究。结果分析表明,该方法能够有效地刻画流场与结构之间的耦合传热特征和规律,预测和分析飞行器热环境的空间和时间分布特性,从而可为防热设计的选材和优化提供可靠的参考依据和分析手段。 相似文献
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大型飞机在飞行过程中机身后体会产生一对反向旋转的脱体涡(后体主涡),该涡与平尾翼尖涡共同构成飞机后体的涡系结构。在风洞中,利用激光粒子测速(PIV)方法,对单独后体和加装不同展长平尾的后体,分别研究涡系结构的动力学特征。结果表明:后体主涡的涡核中心沿流向明显向上移动;加装平尾后,涡系呈现典型的四涡结构,平尾翼尖涡对后体主涡影响显著,加大了后者向上移动的趋势,同时使其沿展向外移,并显著削弱其涡旋强度;平尾展长增加后,后体主涡受到的影响有所减弱。在低速环境下,来流速度对后体涡系结构的无量纲动力学参数影响较小。 相似文献
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