旋翼尾流时空发展二维速度场的实验研究

旋翼作为直升机的主要升力和操纵部件, 具有复杂的流场结构, 如非定常性, 桨-涡干扰和桨尖涡等, 导致旋翼流场研究十分困难. 针对这一问题, 结合锁相技术和粒子图像测速(particle image velocimetry, PIV)技术开展了悬停状态下旋翼流场的实验研究, 并通过本征正交分解(proper orthogonal decomposition, POD)提取主要含能模态, 刻画流场时空演化. 结果显示, 旋翼尾流发展过程中向旋转轴靠近, 二维流场结构呈现倒三角结构, 即扩展到三维流动中会呈现倒锥型结构的特性; 通过POD进行含能模态分析, 旋翼尾流中对湍动能贡献最大的为桨叶涡结构, 其次是桨尖涡结构.      

基于特征值方法的旋翼尾迹稳定性分析

给出一个旋翼尾迹线性化稳定性分析的方法.在该方法中,尾迹涡线被离散为直线涡段,尾迹的扰动归结为涡元端点的扰动,考虑了桨尖涡的自诱导和涡线的互诱导以及桨尖涡与桨叶的实际干扰.使用该方法,分别以UH-1H和AH-1G模型旋翼为例,对悬停和前飞状态的旋翼尾迹的稳定性进行计算和分析.结果表明:旋翼尾迹运动存在大于0的特征值,是内在不稳定的,且最大发散率随波数变化呈现出一定规律性;前飞与悬停状态不同,其最大发散率减小,不稳定性减弱.     

非均匀桨直升机旋翼厚度噪声分析

分析了桨叶间距非均匀调制对直升机旋翼厚度噪声的影响.桨叶间距按照正弦调制和余弦调制变化时,根据FW-H方程的Formulation 1A公式,计算了直升机悬停状态下的旋翼厚度噪声.桨尖速度为亚音速时的计算结果显示,与桨叶间距均匀的直升机旋翼厚度噪声相比,非均匀桨可以改变厚度噪声的频谱特征,而且在基本保持厚度噪声总声压级不变情况下,降低厚度噪声桨叶通过频率及谐频的线谱幅值.本文的分析和结果有助于认识非均匀旋翼厚度噪声的频谱变化规律.     

旋翼桨尖几何形状对旋翼气动噪声影响的定量计算分析

采用CFD与计算声学相结合的Euler Kirchhoff方法对UH-1H直升机旋翼跨声速悬停流动的远场噪声进行定量计算,并将计算结果与实验值进行比较,验证了Euler Kirchhoff方法的正确性.然后以UH-1H直升机旋翼为基准旋翼,定量计算了对桨尖旋翼翼型厚度、旋翼尖削度、后掠角进行变化后的旋翼悬停流场的远场噪声,分析了旋翼桨尖几何形状对噪声的影响.得出结论:降低桨尖翼型厚度、浆尖尖削、浆尖后掠均可以降低噪声峰值.     

共轴双旋翼悬停状态气动噪声特性分析

结合CFD(Computational fluid dynamics)方法和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程,建立了一套适合于悬停状态下共轴刚性双旋翼气动噪声特性计算方法。为了准确模拟共轴旋翼流场的涡干扰现象和非定常特性,基于运动嵌套网格技术与双时间推进方法,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为双旋翼非定常流场求解控制方程,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型。通过Farassat 1A公式计算双旋翼气动噪声特性,每个声源微面的位置和载荷信息直接从桨叶表面网格中获取。然后,对水平面内和竖直面内观测点处共轴双旋翼厚度噪声、载荷噪声和总噪声的声压时间历程和频谱特性做了细致对比。模拟结果表明:上旋翼和下旋翼反向旋转的特点对声压时间历程影响显著,不同方向观察点的声压波形峰值对应的相位不同;共轴旋翼流场中存在的文丘里效应、桨-涡干扰现象以及下洗流的作用使得桨叶气动载荷呈现明显的非定常特征,导致共轴双旋翼的载荷噪声辐射强度较大;在低频段,总噪声受厚度噪声主导,而在高频段则受载荷噪声主导。      

亚音主旋翼的噪声预测和声隐身分析

本文介绍了基于FW-H方程的亚音主旋翼噪声预测方法,并在螺桨噪声预测程序基础上发展了主旋翼噪声预测程序。本文采用商用CFD软件FINE／TURBO模拟直升机旋翼流场,为噪声预测程序提供所需要的桨叶表面载荷,并用算例验证了载荷数据的准确性和噪声预测程序的有效性。本文计算和讨论了亚音悬停条件下的辐射噪声,并重点分析了不同形状桨叶对辐射噪声的影响,结果表明采用合理的薄翼型叶尖、尖削叶尖及线性扭转桨叶都可以降低辐射噪声,为通过改变桨叶形状降低旋翼辐射噪声提供了合理途径。     

风向对甲板直升机旋翼流场结构的影响

采用数值模拟方法对船体与直升机旋翼的复合流场进行求解,研究了不同风向时复合流场的流线形态与湍动能分布、旋翼桨叶表面静压分布与旋翼升阻特性.数值模拟的正确性由缩比船模风洞试验验证.研究结果表明:旋翼流场与船体流场间存在相互干扰;侧风会增大复合流场的湍流范围,加剧旋翼周围流场的湍流强度和旋翼桨叶的挥舞振动;右舷15°风向条件不利于直升机的甲板悬停.     

基于CFD/Kirchhoff方法的直升机旋翼高速脉冲噪声模拟分析

将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一种谐波展开分析方法,基于该方法,Kirchhoff公式中的被积函数可解析表达,从而简化了获得Kirchhoff公式中被积函数的插值方法,提高了插值效率和精度.用上述方法对旋翼跨音速流场的高速脉冲(HSI)噪声进行了预测,计算结果与实验数据一致;同时对高速脉冲噪声在不同桨尖马赫数时和不同方向观测点上的特点进行了计算和分析.结果表明:旋翼高速脉冲噪声具有很强的指向性,在桨盘平面内噪声最大,在桨盘下方,随着与桨盘平面的夹角增加,噪声的脉冲迅速减弱.     

串列平板叶栅尾迹速度场的LDA实验研究

绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一雷诺数下平板尾迹区中心线上速度分布可分为回流区、快速增长区、缓慢增长区三个区域;双平板绕流场,下游平板的存在明显抑制了上游平板尾迹的发展,与单平板模型比回流区流向长度减小;雷诺数从5000增大到10000时,平板尾迹回流区的流向长度变小,但最低流速分布升高;下游平板的存在抑制了上游平板的涡脱,使其频率降低,上、下游平板涡脱频率一致。     

串列平板叶栅尾迹速度场的LDA实验研究

绕流叶栅的尾涡脱落是诱发水力机械振动噪声的重要因素。本文以串列布置平板叶栅为研究对象,进行雷诺数Re=5000与10000下的叶栅绕流尾迹速度场的LDA测量实验,分析不同雷诺数下绕叶栅流场速度分布,探究涡脱频率特性。实验结果表明:同一雷诺数下平板尾迹区中心线上速度分布可分为回流区、快速增长区、缓慢增长区三个区域;双平板绕流场中下游平板的存在明显抑制了上游平板尾迹的发展,与单平板模型相比回流区流向长度减小;雷诺数从5000增大到10000时,平板尾迹回流区的流向长度变小,但最低流速分布升高;下游平板的存在抑制了上游平板的涡脱,使其频率降低,上、下游平板涡脱频率一致。     

Large Eddy Simulation of a Vortex Ring Impacting a Bump

A vortex ring impacting a three-dimensional bump is studied using large eddy simulation for a Reynolds number Re=$4$x$10^4$ based on the initial diameter and translational speed of the vortex ring. The effects of bump height and vortex core thickness for thin and thick vortex rings on the vortical flow phenomena and the underlying physical mechanisms are investigated. Based on the analysis of the evolution of vortical structures, two typical kinds of vortical structures, i.e., the wrapping vortices and the hair-pin vortices, are identified and play an important role in the flow state evolution. The boundary vorticity flux is analyzed to reveal the mechanism of the vorticity generation on the bump surface. The circulation of the primary vortex ring reasonably elucidates some typical phases of flow evolution. Further, the analysis of turbulent kinetic energy reveals the transition from laminar to turbulent state. The results obtained in this study provide physical insight into the understanding of the mechanisms relevant to the flow evolution and the flow transition to turbulent state.     

轴流压气机转子叶尖泄漏涡和尾迹在静子尖区的传播

用三维激光多普勒测速系统测量了轴流压气机设计状态转子叶尖泄漏涡和尾迹在静子尖区的传播过程。结果表明,转子叶尖泄漏涡和转子尾迹周期地扫过静子通道尖区,导致该区出现周期性的流动阻塞和脉动。转子尾迹在静子通道内追赶上从前一转子叶片通道内下来的叶尖泄漏涡,二者的相互作用和掺混导致静子尖区更为复杂的二次流动。同转子尾迹相比,转子叶尖泄漏涡对静子尖区的影响更为明显和深远。静叶尾部吸力面出现流动分离,分离流同低能物质之间发生相互作用和掺混。     

空调器新型轴流风扇叶尖涡的研究

本文采用Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对只在叶轮尾缘带有导流罩的低压轴流风扇进行了三维稳态内流模拟,详细分析了叶顶流场中叶尖涡的产生和发展轨迹。研究结果表明,叶尖涡在距叶尖前缘约1/4叶顶轴向弦长的吸力面附近形成,在叶轮出口附近消失,在切向约占3/4流道,近似形成一个涡环,阻塞主流.在回转面上,叶尖涡涡核先沿流线方向发展,在导流罩附近逐渐转为切向方向发展;在径向方向,叶尖涡先沿外径方向发展,在导流罩附近转向内径方向移动。空调室外机系统的不对称结构引起叶尖涡在叶轮旋转过程中的相对位移.流量的变化对叶尖涡的轴向位置影响较大,而对其径向位置的影响不明显;小流量时叶尖涡的轴向移动能力减弱,切向移动能力增强,消失位置向前缘方向移动.     

水平轴风力机叶尖涡流动的PIV测试

在风洞开口实验段,针对不同尖速比应用PIV技术对风轮附近1/3圆周内的瞬时速度场进行测试。随着尖速比的增加,叶尖涡运动的径向位移增大,涡流诱导效应区域半径扩大,使整体尾迹半径增大;同时,尖速比增加使尾迹轴向速度亏损增大,叶尖涡运动的轴向位移减小。叶尖涡诱导效应与风轮旋转的相互作用使风轮附近形成强速度梯度区域,诱导效应延伸到风轮上游,激励叶片产生不同的振动形态,使叶片上脱落的叶尖涡结构在尾迹中出现波动,越向下游运动波动越强烈。通过叶尖涡核位置平均发现,在10°～120°方位角尾迹区域内,涡核运动轨迹与方位面交点的连线近似为直线,且该线的斜率随着尖速比的增加而增大。     

前缘弯掠斜流转子叶顶间隙流动特性数值分析

本文对前缘弯掠斜流转子叶顶间隙内的流动特性进行了数值分析。结果表明:叶顶间隙气流与主流发生卷吸而生成泄漏涡。泄漏涡作用的区域具有较低的压力分布。在叶片通道内,泄漏涡沿着与转子旋向相反的方向朝相邻叶片的压力面移动。大间隙时的泄漏涡比小间隙时强烈。低流量时泄漏涡的作用区域比高流量时大。在各种流量特性下,叶顶尾缘近吸力面区域都存在着二次间隙流。     

轴流压气机时尖泄漏涡的时均流动

用三维激光多普勒测速系统测量研究低速大尺寸单级压气机设计状态转子内尖区流场．结果表明，泄漏流在气流一进入转子叶片通道就开始发生，发生于前半弦长，其诱导形成的泄漏涡约在30％弦长处达到最强，随后逐渐衰减，其涡核顺下游慢慢向压力面方向和低时高方向移动，涡核在转子出口移至通道中部．泄漏涡影响区域沿流向逐渐扩大，并向压力面方向和低叶高方向移动．设计状态叶尖泄漏涡在转子尖区流动中起主要作用，是造成尖部流动阻塞的主要因素．     

A study on large coherent structures and noise emission in a turbulent round jet

A moderate Reynolds number,and high subsonic turbulent round jet is investigated by large eddy simulation.The detailed results(e.g.mean flow properties,turbulence intensities,etc.)are validated against the experimental data,and special attention is paid to study motions of coherent structures and their contributions to far-field noise.Eulerian methods(e.g.Q-criteria andλ2criteria)are utilized for visualizing coherent structures directly for instantaneous flow fields,and Lagrangian coherent structures accounting for integral effect are shown via calculating fields of finite time Lyapunov exponents based on bidimensional velocity fields.All visualizations demonstrate that intrusion of three-dimensional vortical structures into jet core occurs intermittently at the end of the potential core,resulting from the breakdown of helical vortex rings in the shear layer.Intermittencies in the shear layer and on the centerline are studied quantitatively,and distinctively different distributions of probability density function are observed.Moreover,the physical sound sources are obtained through a filtering operation of defined sources in Lighthill’s analogy,and their distributions verify that intrusion of vortical structures into the core region serves as important sound sources,in particular for noise at aft angles.The facts that intermittent behaviors are caused by motions of coherent structures and correlated with noise generation imply that to establish reasonable sound sources in active noise production region based on intermittent coherent structures is one of the key issues for far-field noise prediction.     

前缘弯掠子午加速叶轮尾缘脱落涡的研究

本文采用DPIV实验研究方法,在不同转速工况下,对开式前缘弯掠子午加速风扇转子叶尖涡在叶轮尾缘的脱落流动现象进行了测量.结果表明:在不同转速下,转子尾缘处均存在明显的叶尖涡流动现象.该叶尖脱落涡流动现象具有相似性,随着转速的增大,叶尖涡区和吸力面之间的径向速度差增大,叶尖涡强度随转速增加而增强.随着转速的增大,叶尖涡和主流相互作用加剧,涡量负值增大,叶尖涡影响区域也逐渐扩大.径向速度梯度同样随转速增大而增大的结果,增强了叶尖涡对尾迹区作用的影响.最后,本文通过CFD对该开式风扇叶尖涡流动现象进行模拟,其结果给出了相似的叶尖涡在转子尾缘脱落流动现象,为前缘弯掠开式子午加速风扇在户室中央空调室外机上的应用和风机系统的优化设计及其降噪研究提供了重要的内流数据.     

Numerical Investigation and Wind Tunnel Validation on Near-Wake Vortical Structures of Wind Turbine Blades

Computational fluid dynamics (CFD) has been used by numerous researchers for the simulation of flows around wind turbines. Since the 2000s, the experiments of NREL phase VI blades for blind comparison have been a de-facto standard for numerical software on the prediction of full scale horizontal axis wind turbines (HAWT) performance. However, the characteristics of vortex structures in the wake, whether for modeling the wake or for understanding the aerodynamic mechanisms inside, are still not thoroughly investigated. In the present study, the flow around NREL phase VI blades was numerically simulated, and the results of the wake field were compared with the experimental ones of a one-to-eight scaled model in a low-speed wind tunnel. A good agreement between simulation and experimental results was achieved for the evaluation of overall performances. The simulation captured the complete formation procedure of tip vortex structure from the blade. Quantitative analysis showed the streamwise translation movement of vortex cores. Both the initial formation and the damping of vorticity in near wake field were predicted. These numerical results showed good agreements with the measurements. Moreover, wind tunnel wall effects were also investigated on these vortex structures, and it revealed further radial expansion of the helical vortical structures in comparison with the free-stream case.