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基于总温探针的高精度总焓测量方法优化研究
朱新新 , 隆永胜 , 赵顺洪 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210149
[摘要](8) [HTML全文](3) [PDF 6978KB](1)
摘要:
为提高中低焓来流的总焓测量精准度,以铱铑铱热电偶为测温元件研制了一种总温探针。基于流热耦合计算模型对该探针各部件尺寸参数进行了优化设计,使得总温探针的复温率不低于0.9;计算和试验结果表明铱铑铱热电偶结点温度会随着热电偶后端面温度和屏蔽罩温度的升高而缓慢升高,导致不同测量时间段下得到的总温值不同,因此必须规定测量时间段并进行溯源校准。为此,借助一种新设计的加热器弧室总温探针,将应用于电弧风洞超声速流场的总温探针向国内仅有的亚声速流场总温校准装置进行了溯源校准。在电弧风洞中开展了总焓测量验证试验,采用基于精度极限和偏差极限的不确定度评估方法,计算了总焓测量结果的不确定度。结果表明:所研制的总温探针具有较高的总焓测量精准度,就本文试验结果而言,其重复性精度约为3%,不确定度为6.4%。
基于稀土Dy离子荧光强度比的温度测试技术
张粟 , 庞然 , 姜丽宏 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210176
[摘要](13) [HTML全文](6) [PDF 10309KB](0)
摘要:
大面积表面温度测量技术在风洞测温领域中具有重要意义。为满足更高表面温度的测量需求,亟待开展新型测温技术及温度传感材料的研发。基于稀土离子的热耦合能级荧光强度比进行温度测量是一种新型测温技术。本文合成了一种温敏发光材料(YAG:Dy),研究了50~1000 ℃范围内稀土Dy3+离子的一对热耦合能级(4F9/26H15/24I15/26H15/2)的跃迁发光强度比与温度的对应关系。基于该材料,本文开展了荧光强度比测温与红外测温仪测温的对比实验,实验结果表明:两者的测量结果有很高的吻合度,证明该温敏发光材料(YAG:Dy)可用于50~1000 ℃范围内的温度测量。
机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
张泽宇 , 李栋 , 周金鑫 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210116
[摘要](22) [HTML全文](9) [PDF 9730KB](4)
摘要:
飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡的近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。本文以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m × 1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态的流动显示实验。研究结果表明:平尾涡围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。通过分析对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定的相似性。
冰层中Lamb波传播特性的数值模拟和实验研究
张鸿健 , 张晏鑫 , 熊建军 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210170
[摘要](19) [HTML全文](11) [PDF 9140KB](1)
摘要:
作为最常用的超声导波之一,Lamb波具有能量集中、传播范围广、沿程衰减小等特点,可以拓展应用于结冰探测领域。为探明Lamb波在冰层中的传播规律,基于Lamb波探冰实验平台构建物理模型,以COMSOL Multiphysics软件为计算工具,数值模拟了不同厚度、不同长度冰层中的Lamb波传播情况。在此基础上,搭建了Lamb波探冰实验平台,开展了无冰铝板和覆冰铝板Lamb波传播实验。结合数值模拟和实验结果,明晰了温度、冰层几何特性、液态水对Lamb波传播特性的影响规律。结果表明:温度越低,Lamb波传播群速度越快;在一定冰层厚度范围内,接收端压电片电压幅值衰减量随冰层厚度增大而增大;随着冰层长度增加,接收端Lamb波B1模态时间延迟量线性增大;液态水仅对Lamb波A0模态产生影响,对S0模态影响不大。实验和数值模拟结果具有较好的一致性,为Lamb波结冰探测技术提供了理论参考。
基于闪光红外热波探测的积冰界线识别算法研究
勾一 , 李清英 , 刘森云
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20220017
[摘要](48) [HTML全文](22) [PDF 7607KB](4)
摘要:
积冰探测是保障飞行安全的重要手段,是飞机防除冰领域关注的重要问题。本文基于红外热波探测技术,探讨针对红外热波序列图的积冰界线(包括外部界线、内部界线)的识别方法。搭建了闪光红外热波探测系统,采用自制规则积冰样件和带内部界线的积冰样件开展了积冰界线探测实验。运用基于一阶微分算子和二阶微分算子的传统算法对样件进行积冰界线识别,并提出了高斯-拉普拉斯金字塔算法和面积滤波算法相结合的积冰界线识别新算法,讨论了新算法识别积冰界线的可行性。实验与图像数据处理结果表明,传统算法可以成功识别积冰外部界线,但无法准确识别积冰阶跃型内部界线;新算法可以有效识别积冰界线,但图像噪音高于传统算法。新算法在检测不规则积冰内部界线方面具有一定优势。
低温风洞极低露点原位在线测量技术研究
王斌 , 许振宇 , 张文清 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210062
[摘要](57) [HTML全文](23) [PDF 8342KB](5)
摘要:
面向低温风洞极低露点原位在线测量需求,开展了基于激光吸收光谱的宽温域、高精度、极低露点原位在线测量技术研究。分析了激光吸收光谱露点测量技术原理,开展了吸收谱线选型、光谱参数标定和光谱信号处理方法研究,以及低温平台原位在线露点测量和0.3 m低温引导风洞露点测量,并与冷镜式露点仪比较了测量精度。研究结果表明:激光吸收光谱露点测量技术可以实现宽温域、高精度、原位在线露点测量,露点测量范围–100~30 ℃,测量误差小于1 ℃,测量时间低于1 s,可满足低温风洞极低露点测量需求。
高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验
钟俊 , 林敬周 , 解福田 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210194
[摘要](88) [HTML全文](34) [PDF 9052KB](10)
摘要:
针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数出现了最大分别为44.5%、32.4%和198.6%的变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。
仿生鲨鱼皮复合微纳减风阻结构的仿真与制备
徐征 , 刘日 , 王天昊 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20220002
[摘要](131) [HTML全文](50) [PDF 9375KB](16)
摘要:
仿生学与减阻技术的结合,为减阻开辟了重要的研究方向,在航空航天领域有着潜在的发展与应用前景。为提升降低风阻效果,本文对复合微纳减风阻结构进行了研究,基于仿生学原理,采用CFD仿真以及激光微纳制造技术,建立了减阻结构组合模型,并在飞行器的大气传感器半球头体模型表面制造仿生鲨鱼皮复合微纳结构,即在仿生鲨鱼皮鳞片结构的基础上,通过激光干涉扫描二级微沟槽,以进一步提升减阻效果。采用仿真模拟与风洞实验相结合的方式,对减阻机理进行理论分析,完成了复合结构的微纳制造,减阻率最高可达10.3%。
基于双加权POD的建筑物风压场重构
张昊 , 杨雄伟 , 李明水
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210146
[摘要](35) [HTML全文](23) [PDF 7426KB](5)
摘要:
本征正交分解法(Proper Orthogonal Decomposition,POD)是一种基于2阶统计量的降阶方法,它通过寻找一组正交单位基使得随机场在新坐标下能有更加简洁的描述。本文提出了面积和均方根双加权POD,并将其应用于建筑物风压场重构。首先,从均方值角度对POD进行推导,证明POD是均方值意义上的最佳展开方式;然后,在新的推导框架下对POD进行双加权优化,使之能够较好地捕捉风压场中能量较低的相干结构;最后,对5∶1矩形风压场进行重构,初步验证了双加权POD的可行性。结果表明:双加权POD可以较好地重构5∶1矩形风压场,重构风压场在各空间点的重构精度一致,且能够基本还原所有空间点的时程与功率谱密度。与面积加权的POD相比,双加权POD能够显著提升风压场低能量区域的降阶模型重构精度。
横向射流动态流场特征的高帧频实验研究
王震 , 王雅瑶 , 刘训臣
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210077
[摘要](86) [HTML全文](26) [PDF 15431KB](14)
摘要:
横向射流流场中各种涡结构的运动对射流轨迹变化和标量混合有着决定性影响,但目前对输运过程中剪切层涡的高频动态特性的相关研究仍然缺乏。本文基于40 kHz高频粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry,PIV)和20 kHz激光诱导荧光(Acetone Planner Laser Induced Fluorescence,Acetone PLIF)研究了不同直径喷嘴在不同速度比下的横向射流高频动态流场特征和标量场浓度分布规律及湍流细微结构的形成、破碎过程。速度场和标量场的实验测量表明增大速度比对回流区的生长起促进作用;通过拟合得到了射流轨迹、速度分布及剪切层涡运动轨迹方程,射流速度沿轨迹呈指数型下降;剪切层涡强度与涡运动频率也呈下降趋势,且迎风侧剪切层涡运动频率略低于背风侧;随着射流速度增大,剪切层涡运动频率逐渐增大,斯特劳哈尔数降低。
高精度六分量微量滚转力矩气浮天平研制
张璜炜 , 向光伟 , 吕彬彬 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210182
[摘要](92) [HTML全文](28) [PDF 6260KB](8)
摘要:
小型化再入飞行体表面在再入过程中发生烧蚀,造成外形的小不对称,从而产生一个微量滚转力矩。为了在高超风洞中获得小型化再入飞行体烧蚀模型高精度小不对称滚转力矩测量数据,同时获得其他五分量气动力数据,研制了一套六分量装配式微量滚转力矩气浮天平。天平滚转力矩设计载荷为0.02 N·m,轴向力设计载荷为200 N,量级差异悬殊。针对此问题,提出了“4+2”天平总体测力方案,即四分量主天平元件配合二分量滚转力矩–轴向力元件完成极不匹配的六分量气动力测量。静态校准及风洞试验结果表明:天平具有良好的分辨率,抗干扰能力强,受温度影响小,滚转力矩系数测量结果达到10–7量级。所研制的气浮天平受温度影响小,可重复使用,能够同时测量包括微量滚转力矩在内的6个气动力分量,大幅提升了试验效率,降低了因模型拆装引起的误差。
小阻尼模态颤振临界风速的简明判定方法
唐建平 , 何俊 , 王学 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210071
[摘要](85) [HTML全文](26) [PDF 6600KB](2)
摘要:
在低速颤振试验中,小阻尼型颤振模型发生等幅振动的起始风速通常较低,也没有明显的颤振发散现象,采用目测或基于常规模态参数识别的“阻尼法”判定颤振临界风速具有一定的不确定性。针对此问题,根据小阻尼模态颤振试验与抖振试验具有相似的振动现象,提出一种与确定抖振边界类似的“振幅拐点法”来判定颤振临界风速。该方法以振动幅值的均方根值为基础,绘制归一化振动均方根值随风速的变化曲线,以曲线首个拐点对应的风速值为颤振临界风速。将该方法应用于某小阻尼模态颤振试验的发动机挂架变参数据处理,并将处理结果与数值计算结果、阻尼法处理的试验结果进行了对比,结果表明:振幅拐点法与数值计算、阻尼法处理得到的结果规律一致,振幅拐点法得到的结果更接近计算结果,具有简明可靠、稳定性好、适用性强的特点。
常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用
何超 , 孙鹏 , 林敬周 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20200119
[摘要](106) [HTML全文](59) [PDF 6471KB](15)
摘要:
对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间(78 ms)满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。
侧壁约束效应对三维方腔自持振荡和噪声辐射影响的实验研究
王超 , 岳廷瑞 , 万振华 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210050
[摘要](164) [HTML全文](57) [PDF 9212KB](14)
摘要:
实验研究了侧壁约束效应对三维方腔流动结构和噪声辐射特性的影响,固定方腔长深比为2∶1,使用麦克风阵列测量了方腔宽长比从0.1变化至0.5过程中流致噪声在不同指向性下的强度变化规律,并使用脉动压力传感器测量了不同宽长比方腔内部壁面压力分布,同时采用TR-PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)测量了方腔内流动结构的发展。实验结果表明:对于宽长比为0.5的方腔,当来流马赫数大于0.03时,方腔流动开始出现振荡并向上游辐射噪声;当来流马赫数增大至0.20时,方腔流动发展为对应Rossiter三阶模态的自持振荡,并辐射出尖频噪声。减小方腔宽度,当宽长比小于0.3时,方腔流动的自持振荡和尖频噪声被大幅度抑制甚至消除,马赫数0.20和0.25时,方腔上游总声压级能够降低3 dB以上。通过对比壁面压力分布和PIV流场测量结果,发现减小方腔宽长比时,方腔内主回流涡向上游移动,涡强度降低,使得方腔的流动反馈不足以形成自持振荡,从而降低了辐射噪声。
旋流式气泡雾化喷嘴喷雾特性实验研究
赵芳 , 徐兵兵 , 符澄 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210026
[摘要](142) [HTML全文](38) [PDF 6680KB](11)
摘要:
与常规压力雾化、气动雾化相比,气泡雾化具有高效、经济和环保等优点。针对一种可变喷头旋流式气泡雾化喷嘴进行了实验研究,探讨了工作参数、喷嘴孔型、切割丝网目数(孔径)等因素对喷嘴流量、喷雾特性的影响规律。研究结果表明:不同孔型喷嘴的流量特性趋势基本一致;相同工作压力下,气液比不同会导致喷嘴流量的变化;安装切割丝网基本不影响喷嘴的流量特性趋势,但在相同工况下会造成喷嘴流量减小3%~7%,且丝网孔径越小,减小幅度越大;喷雾液滴粒径分布呈单峰形式,且随着工作压力或气液比的增大,喷雾液滴中位粒径会有不同程度的减小;相同喷雾能耗下,异形(方形、椭圆形)喷孔更有助于提高喷雾性能;丝网有利于提高喷嘴雾化性能,但需综合考虑喷嘴孔型、工作压力等因素选择丝网孔径;此外,安装切割丝网会在一定程度上降低喷雾主流轴向速度。
生物多糖溶液喷射减阻实验研究
孟凡哲 , 秦丽萍 , 谢络 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210089
[摘要](1854) [HTML全文](65) [PDF 6347KB](17)
摘要:
为获得生物多糖溶液的水下减阻性能,在重力式循环水槽实验系统中,测试了瓜尔胶、黄原胶、黄蓍胶及刺槐豆胶等4种生物多糖溶液的喷射减阻特性,给出了喷射溶液速率、主流雷诺数及喷射溶液质量分数对多糖溶液减阻的影响规律。研究结果表明:4种生物多糖溶液均具有显著的喷射减阻效果,其中刺槐豆胶溶液减阻率最高(14.3%);同一主流雷诺数下,随着喷射溶液速率的提高,各多糖溶液的减阻率显著提高,减阻率达到峰值后则呈现出不同的变化趋势;多糖溶液在主流雷诺数较小(小于2.0×104)时减阻效果更优,提高主流雷诺数后,多糖溶液表现出差异化的减阻规律;过高的喷射溶液质量分数会降低多糖溶液减阻效果,提高主流雷诺数会使多糖溶液减阻效果随质量分数的提高出现“峰值后移”现象。通过引入“喷射溶液相对质量分数”将喷射溶液速率、主流雷诺数及喷射溶液质量分数对减阻效果的影响相互耦合,随着相对质量分数的增大,各多糖溶液的减阻率均表现出先增后降的变化规律。最后,基于相对质量分数初步阐明了多糖溶液的减阻规律。
滑动放电等离子体控制细长体头部背风区非对称涡实验研究
金元中 , 郑博睿 , 喻明浩 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210101
[摘要](65) [HTML全文](53) [PDF 7121KB](3)
摘要:
飞行器在大迎角飞行状态下,细长体头部背风区流场演变复杂,会出现非对称旋涡,产生随机侧向力,对飞行器的机动性和敏捷性影响很大。本文针对细长体大迎角非对称涡控制问题,采用顺流向布局的滑动放电等离子体激励器,结合测压和粒子图像测速(PIV)等手段,对细长体模型开展风洞实验研究。研究结果表明:激励电压10 kV是流动控制开始生效的阈值电压;当来流速度10 m/s(雷诺数0.8×105)、迎角45°时(激励电压16 kV,归一化脉冲频率1.96),获得最佳流动控制效果,侧向力系数最高可降低83.48%;随着来流速度继续增大,流动控制效果逐渐减弱,预测在来流速度26 m/s时将完全失效。
飞行试验用双结点热电偶传感器研究及测量误差分析
沙心国 , 文帅 , 孙日明 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210035
[摘要](122) [HTML全文](32) [PDF 6045KB](16)
摘要:
高超声速飞行试验气动热测量对快响应、小型化的热流传感器提出了需求,双结点热电偶传感器具有响应快、尺寸小、测量信息丰富等优点,是飞行试验热流测量的优质解决方案。以双结点热电偶传感器为研究对象,开展了传感器测量原理、传感器结构以及测量方法研究,并将该传感器应用于飞行试验模型壁面温度测量。试验结果表明:双结点热电偶传感器可同时测量模型表面温度和背面温度;背面温度测量误差相对较大,背温测量结点尺寸较大、背温测量结点与模型壁面之间的绝缘涂层是影响背温测量结点热响应的主要原因。针对双结点热电偶传感器,目前尚缺乏相应的热流辨识方法。
杆式天平轴向力元件测量梁夹角优化分析
闵夫 , 解真东 , 戴金雯 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210083
[摘要](152) [HTML全文](53) [PDF 6441KB](8)
摘要:
针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题,提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真,获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况,对结构进行受力分析,得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构,测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角,该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比,改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%,但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果,适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。
水卡量热计的流热耦合模拟研究及试验分析
朱新新 , 李泽禹 , 赵文峰 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210011
[摘要](315) [HTML全文](39) [PDF 6671KB](5)
摘要:
研制了一种包含球冠测热体和热防护罩的球头水卡量热计,建立了球冠测热体与测试水的流热耦合模型,基于该模型和热流标定试验分析了水道内水温分布特点及其对热流测量的影响。结果表明:水道内测试水离受热面越近,水温越高,且沿水道径向的温度梯度越大;测试水质量流率越小,沿水道轴向和径向的温度梯度越大,热流计算结果因水温测点位置不同的差异就越大。设计水卡时应使热电偶尽可能远离受热面且靠近水道中轴线;使用前需进行热流标定,确定合适的测试水质量流率范围,获得准确的修正系数。试验结果表明,该球头水卡量热计能够应用于长时间、高精度、多状态的驻点热流测量。
柔性锯齿形尾缘流动分离控制实验的多尺度相干结构研究
巩绪安 , 张鑫 , 马兴宇 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210041
[摘要](236) [HTML全文](83) [PDF 7140KB](20)
摘要:
本文采用柔性锯齿形尾缘进行了流动分离控制风洞实验。利用高频响热线风速仪测量了翼型尾流场,结合瞬时强度因子迭代算法,在时域、频域提取出多尺度湍流相干结构,分析了弹性振动和柔性形变对扰动传播不稳定性的影响。实验结果表明:尾流中分离区厚度减小5%弦长,柔性锯齿形尾缘跟随来流自适应变形摆动,吸收了约20%的尾缘剪切层中的湍动能,产生的大尺度扰流涡持续传递至前缘剪切层,减弱了很大范围低频带宽内的功率谱密度,具有良好的降噪效果;脱落涡中相干结构的振幅和发生频率显著削弱,对尾流分离区边界移动、大型涡包破碎和抑制传播的作用非常明显。
液滴高速撞击低温壁面的动态特性及破碎机理研究
雷基林 , 李建微 , 刘懿 更多
当前状态:  doi: 10.11729/syltlx20210066
[摘要](291) [HTML全文](79) [PDF 6779KB](22)
摘要:
为研究液滴撞击低温壁面的动态行为,运用高速阴影法对韦伯数(We)在533~1630之间的单液滴撞击常温壁面(22 ℃)与低温壁面(–30 ℃~–10 ℃)进行可视化试验。试验结果表明:液滴以一定速度撞击低温壁面时会发生即时破碎和冠状破碎,二次液滴飞溅明显;但液滴以相同速度撞击常温壁面时未出现液滴破碎现象。随着壁面温度的降低,液滴撞壁破碎所需韦伯数减小。在壁面温度为–30 ℃时,液滴撞壁破碎的临界韦伯数降低至650左右;当We < 650时,即使壁面温度低于–30 ℃,液滴也不会发生撞壁破碎。当液滴撞击常温壁面时,附壁液膜快速铺展,并且韦伯数越大,附壁液膜铺展和回缩的速度越大,液滴的铺展因子越大。该研究可为液滴撞击低温壁面撞壁模型的建立提供参考。
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2022-04期目录
2022, 36(4).
摘要(0) PDF(0)
摘要:
“冲压发动机技术”专栏简介
田野
2022, 36(4): 1-2.
摘要(31) HTML(12) PDF(12)
摘要:
碳氢燃料旋转爆震直连试验研究
王超 , 郑榆山 , 蔡建华 更多
2022, 36(4): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20210086
摘要(341) HTML(81) PDF(59)
摘要:
以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。
动态节流下激波串运动特性的模拟和分析
高文智 , 宋志雄 , 田野 更多
2022, 36(4): 10-19. doi: 10.11729/syltlx20220022
摘要(38) HTML(8) PDF(9)
摘要:
为研究动态反压下的激波串特性,针对一种带凹腔的二元进气道/隔离段构型,在马赫数为6的来流下模拟了堵塞比从0.20增长到0.32再保持不变的动态节流流动,分析了堵塞比增长时间(1~10 ms)对激波串运动的影响。结果表明:激波串在节流变化初期向下游运动,随后向上游运动并最终稳定在某一位置。当堵塞比增长时间在5 ms以内时,激波串向下游和向上游运动的幅度分别为3 mm以内和约18 mm,且激波串运动滞后于节流变化,滞后时间随着增长时间的延长而缩短。当增长时间大于等于6 ms时,激波串可向下游运动到凹腔中部,幅度可达31 mm,并伴随着流动振荡;向上游运动幅度仍约为18 mm,激波串运动与节流变化近似同步。分析表明:较短增长时间工况下,激波串运动滞后主要是因为节流引起反压升高、传播时间大于堵塞比增长时间;较长增长时间工况下,凹腔内流动振荡主要是堵塞比增长初期凹腔亚声速区排出流量增加,回流区横向尺度减小,导致凹腔超声速区膨胀并出现“壅塞”,产生分离激波与回流区相互作用、发生振荡。工程设计时应考虑激波串运动的滞后及其对流动性能的影响。
不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性
何粲 , 肖保国 , 邢建文 更多
2022, 36(4): 20-29. doi: 10.11729/syltlx20220019
摘要(57) HTML(23) PDF(13)
摘要:
为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。
超声速火焰的3DLIF可视化技术研究
袁勋 , 于欣 , 彭江波 更多
2022, 36(4): 30-36. doi: 10.11729/syltlx20210150
摘要(45) HTML(14) PDF(14)
摘要:
为满足超燃冲压发动机燃烧诊断尤其是燃烧空间结构可视化的迫切需求,亟需实现超声速火焰三维测量。三维激光诱导荧光(3DLIF)技术作为一种立体测量技术具有超声速火焰三维测量的潜力。利用该技术的特点与优势,设计了基于扫描振镜的多平面3DLIF成像系统,在超声速同轴射流燃烧试验装置上实现了超声速火焰的多平面3DLIF空间结构可视化。为了实现大尺寸成像,提出了一种扩大扫描范围的片光整形方案,利用该方案获得了空间尺度50 mm×85 mm×20 mm、时间尺度5 ms的超声速火焰平均三维图像,对3DLIF技术用于超燃冲压发动机试验台架燃烧空间结构可视化进行了可行性分析,基于时均三维图像讨论了喷口火焰速度对火焰结构形状的影响。
超声速来流中的支板辅助喷注掺混特性研究
刘源 , 孙明波 , 梁昌海 更多
2022, 36(4): 37-44. doi: 10.11729/syltlx20220011
摘要(38) HTML(10) PDF(10)
摘要:
采用Reynolds-averaged Navier–Stokes(RANS)数值方法研究了马赫数2.95超声速横向来流中的支板辅助燃料喷注掺混特性。在射流与横向来流动量比7.7工况下进行了数值模拟,并与无支板的普通壁面喷注工况进行对比。研究结果表明:产生于支板前缘的诱导激波被观测到汇聚于分离激波,在支板辅助喷注工况下,反转旋涡对(CVP)结构更多,边界层内燃料扩散速度更快、射流穿透更深,最终体现为在未增大流动压力损失的前提下,支板极大地提升了燃料混合效率。此外,还阐述了支板对燃料–空气混合增强的作用机理。
矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析
聂粲 , 汪洪波 , 孙明波
2022, 36(4): 45-55. doi: 10.11729/syltlx20210141
摘要(47) HTML(26) PDF(10)
摘要:
隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态(亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态),2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。
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高速复杂流动PIV技术研究实践与挑战
刘洪, 陈方, 励孝杰, 郑忠华, 肖保国
[摘要](215) [PDF 6594 KB](27)
摘要:
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.
雷诺数对圆柱气动力和流场影响的试验研究
刘庆宽, 邵奇, 郑云飞, 李聪辉, 马文勇, 刘小兵
[摘要](241) [HTML全文](72) [PDF 10428 KB](6)
摘要:
通过刚性模型测压风洞试验,研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律,从流场分布的角度分析了气动力变化的原因,并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明:在亚临界雷诺数区域,在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布,雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小,平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域,随着特定区域大负压区的出现,流场不再对称,出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域,随着对称侧大负压区的出现,流场恢复对称状态,平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时(亚临界区域),卡门涡在轴向上的尺度相对较大,而随着雷诺数的提高,该尺度逐渐减小,各断面流场的相关性降低。
Taylor-Couette流场特性的PIV测量及数值模拟
冯俊杰, 毛玉红, 叶强, 刘任泓, 常青
[摘要](267) [PDF 5952 KB](14)
摘要:
采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。
高超声速边界层感受性研究综述
江贤洋, 李存标
[摘要](325) [HTML全文](118) [PDF 7434 KB](33)
摘要:
高超声速边界层感受性是边界层转捩预测与控制的关键环节,其对高超声速飞行器研究至关重要。目前关于高超声速边界层感受性的实验研究仍然十分匮乏,为了更好地理解高超声速边界层感受性过程并指导该领域的实验研究,文章梳理了近20年来国际上高超声速边界层感受性问题的研究内容,包括对自由流扰动和壁面扰动的感受性,并主要介绍了Fedorov的前缘感受性理论和模态转化机制。最后总结了自由流扰动中感受性的不同发展路径。
火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究
何国强, 秦飞, 魏祥庚, 曹东刚, 黄志伟, 刘冰
[摘要](267) [PDF 6603 KB](13)
摘要:
火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点.火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点.围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题.通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理.从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考.
旋转圆柱绕流的PIV实验研究
孙姣, 张宾, 唐湛棋, 陈文义
[摘要](166) [PDF 4386 KB](9)
摘要:
投弃式海流剖面仪(Expendable Current Profiler,XCP)周围流场是典型的旋转圆柱绕流.探头周围流场对探头的运动状态起决定性作用,这直接关系到探头的测量性能,因此有必要对旋转圆柱周围流场进行实验研究.实验在循环水槽中进行,通过PIV对雷诺数保持不变(Re=1000)、不同圆柱旋转速度比(α=0、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0、4.5和5.0)的圆柱下游尾流场进行研究.通过选取不同旋转速度比的任一时刻的瞬态流场,来分析旋转对圆柱尾流结构的影响.为了获得流场的频率信息,对所获得流场信息进行能谱分析来获取涡旋的脱落频率,并进一步使用正交模态分解对流场进行分析,给出了流场主要拟序结构及其能量与转速比的变化趋势.发现圆柱旋转改变圆柱尾流结构,使尾迹尺度变小.在旋转速度比0≤α≤2.0时,存在明显的周期性涡旋脱落,并且涡旋脱落的频率有逐渐升高的趋势;而且当转速比2.0<α≤5.0时尾迹流场的周期性减弱,涡旋脱落变得不明显,流场表现出低频、剪切层的区域特征.随着转速变大,涡旋尺度变小.在较高旋转速度比时,流场中能量被重新分布.
OH和CH2O平面激光诱导荧光同时成像火焰结构
朱家健, 赵国焱, 龙铁汉, 孙明波, 李庆, 梁剑寒
[摘要](220) [HTML全文](92) [PDF 7981 KB](6)
摘要:
OH和CH2O平面激光诱导荧光(PLIF)同时成像技术在研究火焰结构和燃烧反应中间产物二维分布等方面能够发挥重要作用。OH的分布被用来表征火焰反应区的结构,而CH2O的分布则被用来显示火焰预热区的分布。利用OH和CH2O PLIF同时成像技术研究了甲烷/空气部分预混火焰的结构。从实验系统、光路调节、时序同步、OH A-X(1,0)扫谱、数据采集和处理等方面讨论了PLIF同时成像技术的实验方法。实验结果表明,OH和CH2O PLIF同时成像能够分别呈现甲烷/空气部分预混火焰反应区和预热区不同形状的瞬时结构;由于反应区在相邻位置的结合,在火焰中能够局部生成新的分裂的预热区。
岩心微流动的核磁共振可视化研究
狄勤丰, 华帅, 顾春元, 叶峰, 庞东山, 蒋帆, 杨培强
[摘要](117) [PDF 4151 KB](0)
摘要:
岩心微流动可视化是研究化学驱油微观机理的一项重要流体实验新方法,重点介绍采用低场核磁共振成像技术研究天然岩心中流体分布可视化的新进展。提出和分析了国产低场核磁共振成像岩心驱替装置面临的图像不清、材料干扰等问题,通过合理选材、优化参数,从硬件和软件2方面进行了改进与优化,消除了干扰因素。开展了天然岩心的驱替实验,采集了油水的实时 NMR信号与 MRI 成像信号,以及不同驱替阶段油水的 NMR-T2谱,得到分辨率较高的油水分布图像。结果显示残余油随着驱替PV数的增加而减少,具有初期减少明显而后趋缓的特点,并发现岩心中存在端部油残滞现象,其范围距端部4mm左右。研究了通过获得的油水分布图像计算含油饱和度的方法,其结果与传统方法一致,误差在10%以内,这也说明了油水分布图像的可靠性。这不仅为计算饱和度提供了一种新方法,而且该方法的另一个优势是可以分析任意局部位置的油水饱和度。研究结果表明,在研究岩心微流动过程中流体分布的可视化方面,核磁共振成像技术是值得深入研究的新方法。
端板对二维矩形风洞试验模型气动特性的影响
郑云飞, 刘庆宽, 马文勇, 刘小兵
[摘要](196) [HTML全文](121) [PDF 1175 KB](6)
摘要:
在节段模型风洞试验中,两端设置端板可以有效减小端部效应对风压分布的影响,从而保证气流在模型周围的二维流动,其中端板尺寸是影响端板效果的主要参数。为了明确不同尺寸端板对矩形断面气动特性的影响,以桥梁节段模型中最常见的3种宽高比(B/H分别为1、5和10)的二维矩形断面为研究对象,通过刚性模型测压试验,研究了端板尺寸对各模型的气动力、风压分布和斯托罗哈数St的影响。研究结果表明:模型的端部效应不仅仅对端部附近的风压有影响,对中间位置处风压的影响也不容忽视,设置端板是获得准确试验结果的重要保证;随着断面宽高比(B/H)逐渐增大,端部效应影响的程度和范围逐渐减小;随着端板尺寸的增大,模型背风面风压绝对值逐渐增大并趋向一稳定值;抑制端部效应的最小端板尺寸与结构的风迎角有关,风迎角增大,所需的端板也相应增大;有无端板对斯托罗哈数St也有明显影响。
流体推力矢量技术研究综述
肖中云, 江雄, 牟斌, 陈作斌
[摘要](243) [HTML全文](86) [PDF 5274 KB](11)
摘要:
流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内(NPR=1.89~10)实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。
基于高速纹影/阴影成像的流场测速技术研究进展
朱海军, 王倩, 梅笑寒, 吴羽, 赵长颖
[摘要](2348) [HTML全文](183) [PDF 8779KB](121)
摘要:
本文对近年基于纹影/阴影成像的二维和三维速度场测量方法进行了综述,主要内容包括纹影成像的基本原理、硬件设备和测速算法的研究进展。在二维测速方面,介绍了纹影/阴影PIV算法、光流算法及改进算法的原理、适用场景以及优缺点。纹影特性改进光流测速算法可以实现高精度、高空间分辨率的速度场计算,适用范围相对较广。在三维粒子追踪测速方面,主要介绍了层析阴影成像、双视角平行光段阴影成像、双视角汇聚光段阴影成像三种系统的光路设置,并对各自采用的粒子重构和追踪算法进行了比较。双视角阴影成像系统的光路布置更为简洁,降低了对硬件设备的要求,在高速测量中更具优势。梳理了近年来三维粒子追踪测速算法的发展脉络,重点介绍了“先追踪–后重构”和“时间–空间耦合”的双视角三维粒子追踪测速算法。时间–空间耦合的三维粒子追踪测速算法充分利用了时间和空间信息,将时序信息引入立体匹配过程中,显著提升了双视角阴影成像系统在粒子图像密度较高时的重构正确率和追踪准确率,其整体性能优于多种人工智能算法。测速算法在上述方面取得的研究进展,结合短曝光、高帧频的图像采集优势,使得纹影/阴影成像成为一种新型的高帧频、高精度的速度测量技术,在复杂湍流及高瞬态流场实验研究中具有广泛的应用前景。
低旋流数旋进射流流场结构演变的POD分析
付豪, 何创新, 刘应征
[摘要](580) [HTML全文](201) [PDF 7588KB](89)
摘要:
利用粒子图像测速技术(PIV)对雷诺数Re = 4.5×104的低旋流数旋进射流流场进行了实验测量,并利用本征正交分解(POD)方法对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构。针对3种不同旋流数(S = 0、 0.26和0.41),对比分析了POD分解得到的空间模态以及用POD模态重构后的脉动速度场的变化规律。POD分析得到的结果表明:旋进导致流体交替地从腔体一侧沿着壁面流出,从另一侧流入;旋进刚发生时,上游剪切层内的旋涡结构尚未完全破坏,它们会一直向下游发展直至旋进起始点附近后,开始随着主流一起偏转,而下游剪切层内的大尺度结构被完全破坏;随着旋流数的增加,旋进以及射流的自身振荡被加强,从而导致流场结构更加复杂、大尺度旋涡结构被破坏。
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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日