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doi: 10.11729/syltlx20220140
摘要:
真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求，难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计，本文开展了相关数值研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式，采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型，计算了超导磁浮车在真空管道内超高速运行时的管道内三维流场结构、激波反射和传播规律，对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响，重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现：轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射，导致尾部压力波动；列车底部流动间隙增大，列车尾部激波强度下降，激波现象更为明显，气动阻力系数降低8.855%，气动升力系数增大14.312%。
真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求，难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计，本文开展了相关数值研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式，采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型，计算了超导磁浮车在真空管道内超高速运行时的管道内三维流场结构、激波反射和传播规律，对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响，重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现：轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射，导致尾部压力波动；列车底部流动间隙增大，列车尾部激波强度下降，激波现象更为明显，气动阻力系数降低8.855%，气动升力系数增大14.312%。
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doi: 10.11729/syltlx20220103
摘要:
针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布高分辨率测量需求，发展了先进的可调谐激光吸收光谱（TDLAS）燃烧场分布重建技术，通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目，实现场分布重建问题求解方程数量的增加，联立所有交叉光路下吸收光谱获得的吸光度方程，构建以温度和浓度为未知数的最优化目标函数，利用全局寻优模拟退火算法对目标函数进行求解，实现温度场和水汽分压场的重建。发动机直连台架试验中，采用正交光路布局，设计共16条测量光路（水平5条、垂直11条）的方形光机结构，集成TDLAS测量系统。对5只DFB激光器采用分时直接吸收探测方式，测量频率4 kHz，每条测量光路下可扫描获得5条水汽吸收谱线（7467.77、7444.36、7185.60、7179.75和6807.83 cm），系统在高温炉上开展了多温度台阶标定测试，温度测量偏差在2.7%以内。外场试验中，对16条光路下同步采集到的吸收光谱数据进行离线处理，获得了发动机燃油点火、燃烧、熄火各个状态下的温度场和水汽分压场分布数据。试验结果表明：TDLAS多线吸收测量技术能够实现场分布准确稳定测量，满足发动机复杂燃烧流场诊断和恶劣工况工程应用需求。
针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布高分辨率测量需求，发展了先进的可调谐激光吸收光谱（TDLAS）燃烧场分布重建技术，通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目，实现场分布重建问题求解方程数量的增加，联立所有交叉光路下吸收光谱获得的吸光度方程，构建以温度和浓度为未知数的最优化目标函数，利用全局寻优模拟退火算法对目标函数进行求解，实现温度场和水汽分压场的重建。发动机直连台架试验中，采用正交光路布局，设计共16条测量光路（水平5条、垂直11条）的方形光机结构，集成TDLAS测量系统。对5只DFB激光器采用分时直接吸收探测方式，测量频率4 kHz，每条测量光路下可扫描获得5条水汽吸收谱线（7467.77、7444.36、7185.60、7179.75和6807.83 cm），系统在高温炉上开展了多温度台阶标定测试，温度测量偏差在2.7%以内。外场试验中，对16条光路下同步采集到的吸收光谱数据进行离线处理，获得了发动机燃油点火、燃烧、熄火各个状态下的温度场和水汽分压场分布数据。试验结果表明：TDLAS多线吸收测量技术能够实现场分布准确稳定测量，满足发动机复杂燃烧流场诊断和恶劣工况工程应用需求。
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doi: 10.11729/syltlx20220078
摘要:
针对超声速来流条件下支杆–钝体流场的非定常振荡现象，基于直连式风洞试验台与高速纹影测量系统，在Ma = 2.2来流条件下对尖头支杆–钝体构型与气动圆顶支杆–钝体构型开展了试验研究，并对试验结果进行了统计分析。首先根据瞬态结果对流场典型结构与演化历程进行了解释，随后通过残差收敛历程对统计结果的可靠性做出了评估，最后从时均流场和脉动流场两个方面进一步分析了流场的振荡特性。结果表明，超声速来流条件下的支杆–钝体流场存在着非定常的流场振荡现象，且在尖头支杆–钝体构型中更加剧烈，在气动圆顶支杆–钝体构型中有所衰减，证明了气动圆顶支杆对流场的非定常振荡具有抑制作用。
针对超声速来流条件下支杆–钝体流场的非定常振荡现象，基于直连式风洞试验台与高速纹影测量系统，在Ma = 2.2来流条件下对尖头支杆–钝体构型与气动圆顶支杆–钝体构型开展了试验研究，并对试验结果进行了统计分析。首先根据瞬态结果对流场典型结构与演化历程进行了解释，随后通过残差收敛历程对统计结果的可靠性做出了评估，最后从时均流场和脉动流场两个方面进一步分析了流场的振荡特性。结果表明，超声速来流条件下的支杆–钝体流场存在着非定常的流场振荡现象，且在尖头支杆–钝体构型中更加剧烈，在气动圆顶支杆–钝体构型中有所衰减，证明了气动圆顶支杆对流场的非定常振荡具有抑制作用。
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doi: 10.11729/syltlx20220095
摘要:
为研究俯仰水翼引起的涡旋射流的流动特性，使用立体阴影成像系统对流场进行了三维测量。通过比较二维粒子图像测速、二维粒子追踪测速和三维粒子追踪测速的计算结果，发现刚性对称NACA0012翼型在静水中固定位置的纯俯仰运动会产生2个方向的弱射流，同时伴随产生小尺度涡旋。速度统计结果表明，当水翼旋转角较大时，会产生更为明显的涡旋及速度变化。本文研究得到了水翼俯仰运动产生的三维尾流结构，发现深度方向（z方向）上也存在关于z=−3 mm平面对称的涡结构。三维测量结果表明，在有限翼型纵横比下，不能忽略水翼俯仰运动产生的复杂三维流动深度方向的速度分量。
为研究俯仰水翼引起的涡旋射流的流动特性，使用立体阴影成像系统对流场进行了三维测量。通过比较二维粒子图像测速、二维粒子追踪测速和三维粒子追踪测速的计算结果，发现刚性对称NACA0012翼型在静水中固定位置的纯俯仰运动会产生2个方向的弱射流，同时伴随产生小尺度涡旋。速度统计结果表明，当水翼旋转角较大时，会产生更为明显的涡旋及速度变化。本文研究得到了水翼俯仰运动产生的三维尾流结构，发现深度方向（z方向）上也存在关于z=−3 mm平面对称的涡结构。三维测量结果表明，在有限翼型纵横比下，不能忽略水翼俯仰运动产生的复杂三维流动深度方向的速度分量。
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doi: 10.11729/syltlx20220149
摘要:
磁浮飞行风洞的运行原理是利用磁悬浮、牵引和导向技术，驱动搭载模型的磁浮平台在封闭直线管道内作高速运动。磁悬浮系统对于精确控制模型加速/匀速/减速运动、达到试验所需运动状态尤其重要。本文结合磁浮飞行风洞总体技术指标及对磁悬浮系统的要求，从运行稳定性、系统安全性、试验功能性、环境适应性、技术成熟度等方面，对比分析常导电磁悬浮、永磁电动悬浮、高温/低温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统。常导电磁悬浮系统难以达到最高运行速度（马赫数1.0）的技术指标，暂不作为磁浮飞行风洞备选磁悬浮方案。针对磁浮飞行风洞应用场景，基于层次分析法和灰色关联度分析法建立磁悬浮系统综合决策模型。结果表明，高温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统具有较好的应用潜力。
磁浮飞行风洞的运行原理是利用磁悬浮、牵引和导向技术，驱动搭载模型的磁浮平台在封闭直线管道内作高速运动。磁悬浮系统对于精确控制模型加速/匀速/减速运动、达到试验所需运动状态尤其重要。本文结合磁浮飞行风洞总体技术指标及对磁悬浮系统的要求，从运行稳定性、系统安全性、试验功能性、环境适应性、技术成熟度等方面，对比分析常导电磁悬浮、永磁电动悬浮、高温/低温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统。常导电磁悬浮系统难以达到最高运行速度（马赫数1.0）的技术指标，暂不作为磁浮飞行风洞备选磁悬浮方案。针对磁浮飞行风洞应用场景，基于层次分析法和灰色关联度分析法建立磁悬浮系统综合决策模型。结果表明，高温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统具有较好的应用潜力。
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doi: 10.11729/syltlx20220065
摘要:
在300 kW管式电弧加热器上，通过试验测定了CO2介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析，得到了可同时应用于CO2介质和空气介质的电热特性关系式，并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明：CO2和空气电弧加热器的电热特性相似，在相同输入参数（电弧电流、气体质量流量）下，CO2介质比空气介质条件下的弧室总压平均低18%，但电弧电压、焓值和热效率分别高5.9%、6.7%和10.9%；通过统一关系式得到的数据和试验数据一致性较好，伏安特性和热效率回归误差分别为−13%～11.4%和−33.0%～34.7%。
在300 kW管式电弧加热器上，通过试验测定了CO2介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析，得到了可同时应用于CO2介质和空气介质的电热特性关系式，并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明：CO2和空气电弧加热器的电热特性相似，在相同输入参数（电弧电流、气体质量流量）下，CO2介质比空气介质条件下的弧室总压平均低18%，但电弧电压、焓值和热效率分别高5.9%、6.7%和10.9%；通过统一关系式得到的数据和试验数据一致性较好，伏安特性和热效率回归误差分别为−13%～11.4%和−33.0%～34.7%。
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doi: 10.11729/syltlx20220086
摘要:
利用铁磁流体液滴在磁场作用下的可控动态行为机制，实现微小部件甚至气泡等的定向输运，在微流控器件、抗结冰、滴状凝结及矿物浮选等领域都具有广泛的应用前景，但目前对于铁磁流体在超疏水表面的场辅助润湿行为机理、影响因素及调控方法等尚不明确。本文通过实验研究了外加磁场作用下水基铁磁流体在非磁疏水表面的润湿行为和液滴形态动态演变过程。在垂直方向磁场的激励下，通过控制磁感应强度及铁磁流体液滴体积，实验观测液滴的接触线直径和接触角变化。结果表明：在弱磁场作用下，铁磁流体液滴表观接触角由90°以上降至90°以下；在磁场作用下，铁磁流体液滴中的纳米磁性颗粒沿磁力线方向形成链状结构，液滴接触角发生变化。根据接触角、接触线直径、液滴高度和液滴体积对铁磁流体液滴润湿行为进行量化，采用标度分析方法建立磁场与接触角之间的理论预测关系。本文研究结果有助于理解磁场调控下铁磁流体在超疏水表面的可逆浸润性机制。
利用铁磁流体液滴在磁场作用下的可控动态行为机制，实现微小部件甚至气泡等的定向输运，在微流控器件、抗结冰、滴状凝结及矿物浮选等领域都具有广泛的应用前景，但目前对于铁磁流体在超疏水表面的场辅助润湿行为机理、影响因素及调控方法等尚不明确。本文通过实验研究了外加磁场作用下水基铁磁流体在非磁疏水表面的润湿行为和液滴形态动态演变过程。在垂直方向磁场的激励下，通过控制磁感应强度及铁磁流体液滴体积，实验观测液滴的接触线直径和接触角变化。结果表明：在弱磁场作用下，铁磁流体液滴表观接触角由90°以上降至90°以下；在磁场作用下，铁磁流体液滴中的纳米磁性颗粒沿磁力线方向形成链状结构，液滴接触角发生变化。根据接触角、接触线直径、液滴高度和液滴体积对铁磁流体液滴润湿行为进行量化，采用标度分析方法建立磁场与接触角之间的理论预测关系。本文研究结果有助于理解磁场调控下铁磁流体在超疏水表面的可逆浸润性机制。
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doi: 10.11729/syltlx20220083
摘要:
航空煤油作为先进航空燃气涡轮发动机的冷却介质时，在发动机特定工况下处于接近临界点的亚临界状态或超临界状态，因此，针对喷嘴流道流动及喷射掺混等流体物理规律的研究对于发动机燃烧室设计十分重要。本文围绕跨/超临界条件流体的流动特性及喷射掺混规律进行了文献综述。文献表明，现有跨/超临界条件流体内流道的流动特性研究多局限于小分子、单质流体，流体相变条件取决于入口参数和流道几何特性，流道类型多局限于简单几何流道，而相关研究则多局限于较为狭窄的参数范围。以小分子流体作为研究介质的喷射掺混特性研究表明，跨/超临界条件下的流体喷射掺混效果很大程度上受到流体热力学特性的影响，特别是在改变喷嘴几何构型时，超临界流体射流形态及喷射掺混评价模型与方法尚未获得一致的研究结论。对于跨/超临界条件下大分子碳氢燃料（航空煤油）在收缩喷嘴流道等复杂几何流道中的流动规律以及复杂喷嘴构型喷射掺混特性的研究，尚有待深入开展。一方面，需准确建立航空煤油在超临界条件下的热力学模型，另一方面，需揭示喷射流体界面变形、破碎机理及规律，以先进光学诊断手段捕获流体掺混行为，总结描述掺混特性参数及其变化规律。
航空煤油作为先进航空燃气涡轮发动机的冷却介质时，在发动机特定工况下处于接近临界点的亚临界状态或超临界状态，因此，针对喷嘴流道流动及喷射掺混等流体物理规律的研究对于发动机燃烧室设计十分重要。本文围绕跨/超临界条件流体的流动特性及喷射掺混规律进行了文献综述。文献表明，现有跨/超临界条件流体内流道的流动特性研究多局限于小分子、单质流体，流体相变条件取决于入口参数和流道几何特性，流道类型多局限于简单几何流道，而相关研究则多局限于较为狭窄的参数范围。以小分子流体作为研究介质的喷射掺混特性研究表明，跨/超临界条件下的流体喷射掺混效果很大程度上受到流体热力学特性的影响，特别是在改变喷嘴几何构型时，超临界流体射流形态及喷射掺混评价模型与方法尚未获得一致的研究结论。对于跨/超临界条件下大分子碳氢燃料（航空煤油）在收缩喷嘴流道等复杂几何流道中的流动规律以及复杂喷嘴构型喷射掺混特性的研究，尚有待深入开展。一方面，需准确建立航空煤油在超临界条件下的热力学模型，另一方面，需揭示喷射流体界面变形、破碎机理及规律，以先进光学诊断手段捕获流体掺混行为，总结描述掺混特性参数及其变化规律。
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doi: 10.11729/syltlx20220047
摘要:
受大尺寸光学元件材料和加工工艺限制，常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备大尺寸模型流场显示需要，提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示，根据成像原理，以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径聚焦透镜、高清成像屏等关键技术的基础上，建立了2套测试视场1.2 m × 1.2 m的聚焦纹影系统，在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接，有望实现更大视场的流场显示。
受大尺寸光学元件材料和加工工艺限制，常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备大尺寸模型流场显示需要，提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示，根据成像原理，以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径聚焦透镜、高清成像屏等关键技术的基础上，建立了2套测试视场1.2 m × 1.2 m的聚焦纹影系统，在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接，有望实现更大视场的流场显示。
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doi: 10.11729/syltlx20220071
摘要:
本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管，仅通过控制二次流阀门开闭，即可使主射流上下侧产生压差而发生偏转，但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技术，研究了喷管不同横向截面和纵向截面主射流附壁、离壁时的流动特性。研究结果表明：喷管内部存在剪切层旋涡、尾缘倒吸和分离泡等流动结构，同时近壁面存在横向流动，角区存在“角涡”结构。流动结构之间的相互作用规律，为解决推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题提供了物理模型基础。
本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管，仅通过控制二次流阀门开闭，即可使主射流上下侧产生压差而发生偏转，但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技术，研究了喷管不同横向截面和纵向截面主射流附壁、离壁时的流动特性。研究结果表明：喷管内部存在剪切层旋涡、尾缘倒吸和分离泡等流动结构，同时近壁面存在横向流动，角区存在“角涡”结构。流动结构之间的相互作用规律，为解决推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题提供了物理模型基础。
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doi: 10.11729/syltlx20220104
摘要:
由于复杂的流场结构和涡系间的相互影响，飞翼布局飞行器在大迎角区域易发生横航向非指令运动。为抑制这种运动，基于现有的两种主动射流控制技术，在飞翼布局飞行器上布置了两组射流激励器，并通过风洞测力实验验证了激励器的控制效果。通过大迎角横航向风洞虚拟飞行实验，捕捉了飞翼布局飞行器横航向非指令运动现象，并运用比例–积分–微分（PID）控制和深度强化学习方法对横航向非指令运动进行抑制。风洞实验表明，深度强化学习方法对高耦合、非线性问题的控制效果更好，训练得到的智能体模型能够有效抑制飞翼布局飞行器的横航向非指令运动。
由于复杂的流场结构和涡系间的相互影响，飞翼布局飞行器在大迎角区域易发生横航向非指令运动。为抑制这种运动，基于现有的两种主动射流控制技术，在飞翼布局飞行器上布置了两组射流激励器，并通过风洞测力实验验证了激励器的控制效果。通过大迎角横航向风洞虚拟飞行实验，捕捉了飞翼布局飞行器横航向非指令运动现象，并运用比例–积分–微分（PID）控制和深度强化学习方法对横航向非指令运动进行抑制。风洞实验表明，深度强化学习方法对高耦合、非线性问题的控制效果更好，训练得到的智能体模型能够有效抑制飞翼布局飞行器的横航向非指令运动。
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doi: 10.11729/syltlx20220056
摘要:
飞行试验时，采用燃气发生器法间接获取航空发动机飞行推力。为提高飞行推力计算精度，需准确获取航空发动机排气系统特性。采用某大涵道比分开排气系统缩比模型开展了实验室校准箱吹风试验及数值仿真研究，结果表明：采用实验室校准箱吹风试验、数值仿真两种方法获取的单独内涵喷管特性趋势一致、数值接近，最大内涵喷管压比为1.44时，喷管流量和推力偏差分别为0.73%、0.18%；两种方法获取的内、外涵分开排气系统特性趋势一致、数值接近，最大外涵喷管压比为1.46时，喷管流量和推力偏差分别为0.64%、0.18%；对大涵道比分开排气系统物理模型与几何模型进行合理简化后，两种方法获取的分开排气系统特性偏差满足工程精度要求。
飞行试验时，采用燃气发生器法间接获取航空发动机飞行推力。为提高飞行推力计算精度，需准确获取航空发动机排气系统特性。采用某大涵道比分开排气系统缩比模型开展了实验室校准箱吹风试验及数值仿真研究，结果表明：采用实验室校准箱吹风试验、数值仿真两种方法获取的单独内涵喷管特性趋势一致、数值接近，最大内涵喷管压比为1.44时，喷管流量和推力偏差分别为0.73%、0.18%；两种方法获取的内、外涵分开排气系统特性趋势一致、数值接近，最大外涵喷管压比为1.46时，喷管流量和推力偏差分别为0.64%、0.18%；对大涵道比分开排气系统物理模型与几何模型进行合理简化后，两种方法获取的分开排气系统特性偏差满足工程精度要求。
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doi: 10.11729/syltlx20220059
摘要:
为在4 m量级低速风洞中开展双发进气道试验，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所4 m × 3 m风洞中建立了一种双发进气道试验方法：模型采用单支杆方式支撑，以两路独立的引射器和数字式调压阀系统实现双发进气道的流量模拟与控制。模型迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。采用该方法完成了一期双发进气道低速试验，试验结果表明：模型受管路气动影响小；独立的模型和引射器支撑机构适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验的需求。
为在4 m量级低速风洞中开展双发进气道试验，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所4 m × 3 m风洞中建立了一种双发进气道试验方法：模型采用单支杆方式支撑，以两路独立的引射器和数字式调压阀系统实现双发进气道的流量模拟与控制。模型迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。采用该方法完成了一期双发进气道低速试验，试验结果表明：模型受管路气动影响小；独立的模型和引射器支撑机构适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验的需求。
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doi: 10.11729/syltlx20210129
[摘要](79)
摘要:
针对常用于薄膜热电阻热流传感器（简称薄膜热流计）的两步法标定步骤多、误差源多等问题，在解决吸收薄膜必要性、标定时间和标定热流范围的基础上实现了薄膜热流计的对比标定。在对比标定薄膜热流计时，基体材料的热物性参数乘积以及热电阻的电阻–温度系数被处理成简单的传感器灵敏度系数，使得标定实验只是重复简单的步骤，有效减少了误差源；针对通过对比标定获得的多支薄膜热流计灵敏度系数差异大的问题，在分析其测温原理的基础上通过去除热电阻的电阻-温度系数，得到同一批次生产的多支薄膜热流计较为一致的修正灵敏度系数。薄膜热流计对比标定结果的扩展不确定度不超过6.5%，明显优于二步法标定结果的扩展不确定度约10.7%，提升了薄膜热流计测热结果的可信度。
针对常用于薄膜热电阻热流传感器（简称薄膜热流计）的两步法标定步骤多、误差源多等问题，在解决吸收薄膜必要性、标定时间和标定热流范围的基础上实现了薄膜热流计的对比标定。在对比标定薄膜热流计时，基体材料的热物性参数乘积以及热电阻的电阻–温度系数被处理成简单的传感器灵敏度系数，使得标定实验只是重复简单的步骤，有效减少了误差源；针对通过对比标定获得的多支薄膜热流计灵敏度系数差异大的问题，在分析其测温原理的基础上通过去除热电阻的电阻-温度系数，得到同一批次生产的多支薄膜热流计较为一致的修正灵敏度系数。薄膜热流计对比标定结果的扩展不确定度不超过6.5%，明显优于二步法标定结果的扩展不确定度约10.7%，提升了薄膜热流计测热结果的可信度。
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doi: 10.11729/syltlx20210189
[摘要](57)
摘要:
为研究吸气式飞行器加/减速引起的进气道起动/再起动现象，以及该过程导致的飞行器整体气动性能突变问题，基于二维楔面激波机理，在1.2 m量级风洞开展超声速连续变马赫数试验技术研究，通过研制激波发生与控制系统，实现了一次风洞试验过程中马赫数连续可调。该技术方案具有马赫数调节简单、响应快，马赫数控制可靠、精度高等特点。流场校测表明，瞬时变马赫数区域流场品质满足国军标要求，可开展基于马赫数连续变化的测力测压等风洞试验。通过进气道动态特性验证试验，成功捕获了连续减速状态下进气道由起动到不起动的动态过程，临界状态特性与仿真结果一致性较高，该试验技术可为超声速吸气式飞行器进气道及整体气动性能的预测与研究提供有力支撑。
为研究吸气式飞行器加/减速引起的进气道起动/再起动现象，以及该过程导致的飞行器整体气动性能突变问题，基于二维楔面激波机理，在1.2 m量级风洞开展超声速连续变马赫数试验技术研究，通过研制激波发生与控制系统，实现了一次风洞试验过程中马赫数连续可调。该技术方案具有马赫数调节简单、响应快，马赫数控制可靠、精度高等特点。流场校测表明，瞬时变马赫数区域流场品质满足国军标要求，可开展基于马赫数连续变化的测力测压等风洞试验。通过进气道动态特性验证试验，成功捕获了连续减速状态下进气道由起动到不起动的动态过程，临界状态特性与仿真结果一致性较高，该试验技术可为超声速吸气式飞行器进气道及整体气动性能的预测与研究提供有力支撑。
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doi: 10.11729/syltlx20210144
摘要:
空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声，严重影响飞行器的气动特性和结构安全。通过PIV技术和动态压力测量相结合的方法，对长深比为3～10的空腔在来流马赫数0.4～0.8状态下流动噪声特性开展试验研究，着重分析了空腔长深比和来流马赫数对腔内流场结构的影响，揭示了空腔噪声强度与腔内流动的关联性。结果表明：随着长深比的增加，腔内剪切层厚度迅速增长并向腔内扩张，与空腔的撞击位置由后壁下移至底面，导致腔内流体由开式流动向闭式流动转变；来流马赫数的增大会抑制剪切层向腔内的发展，诱导主回流旋涡后移，使得流体趋于开式流动；腔内后壁总声压级的幅值与流体撞击后壁时的流向速度正相关。
空腔结构在高速来流条件下会产生复杂流动和高强度噪声，严重影响飞行器的气动特性和结构安全。通过PIV技术和动态压力测量相结合的方法，对长深比为3～10的空腔在来流马赫数0.4～0.8状态下流动噪声特性开展试验研究，着重分析了空腔长深比和来流马赫数对腔内流场结构的影响，揭示了空腔噪声强度与腔内流动的关联性。结果表明：随着长深比的增加，腔内剪切层厚度迅速增长并向腔内扩张，与空腔的撞击位置由后壁下移至底面，导致腔内流体由开式流动向闭式流动转变；来流马赫数的增大会抑制剪切层向腔内的发展，诱导主回流旋涡后移，使得流体趋于开式流动；腔内后壁总声压级的幅值与流体撞击后壁时的流向速度正相关。
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doi: 10.11729/syltlx20220027
摘要:
压力敏感涂料（PSP）试验后修正方法多基于最小二乘法实现，通常忽视了翼面上弦向和展向流动特性。利用无限平板插值技术，建立了适用于压力敏感涂料试验结果修正的混合修正方法与流程。使用传统测压试验（PSI）的全展长飞机模型，在2.4米量级跨音速风洞同时开展了完整机翼的PSP测压和PSI测压试验，试验马赫数为0.735，试验迎角范围为−6.38°～10.59°。试验结果与修正结果表明：PSP试验结果与PSI试验结果整体吻合较好，但PSP试验系统对机翼前缘流场捕获精度较差；混合修正方法有效，其兼顾了翼面前缘、中间部分和后缘的压强分布特点，修正后的压强分布数据能够更好地反应翼面流场的变化规律。
压力敏感涂料（PSP）试验后修正方法多基于最小二乘法实现，通常忽视了翼面上弦向和展向流动特性。利用无限平板插值技术，建立了适用于压力敏感涂料试验结果修正的混合修正方法与流程。使用传统测压试验（PSI）的全展长飞机模型，在2.4米量级跨音速风洞同时开展了完整机翼的PSP测压和PSI测压试验，试验马赫数为0.735，试验迎角范围为−6.38°～10.59°。试验结果与修正结果表明：PSP试验结果与PSI试验结果整体吻合较好，但PSP试验系统对机翼前缘流场捕获精度较差；混合修正方法有效，其兼顾了翼面前缘、中间部分和后缘的压强分布特点，修正后的压强分布数据能够更好地反应翼面流场的变化规律。
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doi: 10.11729/syltlx20210054
摘要:
针对半锥角7°尖锥模型，在常规高超声速风洞中开展了边界层脉动压力测量实验，进行了线性稳定性分析，研究了不同单位雷诺数和马赫数对尖锥边界层转捩位置和边界层稳定性的影响规律。模型长度800 mm，头部半径0.05 mm，实验单位雷诺数0.49×107 m–1～2.45×107 m–1，马赫数5～8，迎角0°。通过红外热图技术和高频脉动压力测量技术获得了模型表面边界层转捩位置和边界层内扰动波能谱分布，利用线性稳定性理论分析了最不稳定波频率和增长率。实验结果表明：在转捩区间可以测量到明显具有不稳定波频谱特征的脉动压力信号，其频率与稳定性理论分析的二模态不稳定波接近，幅值变化趋势也与之类似；随着雷诺数增大，不稳定波出现位置提前，频率增大，转捩位置提前；边界层中不稳定波包含第一和第二模态，马赫数5时转捩由第一模态主导，马赫数高于6时由第二模态主导。
针对半锥角7°尖锥模型，在常规高超声速风洞中开展了边界层脉动压力测量实验，进行了线性稳定性分析，研究了不同单位雷诺数和马赫数对尖锥边界层转捩位置和边界层稳定性的影响规律。模型长度800 mm，头部半径0.05 mm，实验单位雷诺数0.49×107 m–1～2.45×107 m–1，马赫数5～8，迎角0°。通过红外热图技术和高频脉动压力测量技术获得了模型表面边界层转捩位置和边界层内扰动波能谱分布，利用线性稳定性理论分析了最不稳定波频率和增长率。实验结果表明：在转捩区间可以测量到明显具有不稳定波频谱特征的脉动压力信号，其频率与稳定性理论分析的二模态不稳定波接近，幅值变化趋势也与之类似；随着雷诺数增大，不稳定波出现位置提前，频率增大，转捩位置提前；边界层中不稳定波包含第一和第二模态，马赫数5时转捩由第一模态主导，马赫数高于6时由第二模态主导。
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doi: 10.11729/syltlx20220030
摘要:
在常规高超声速风洞中，开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验，研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律，并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm，来流的单位雷诺数为0.46×107～3.94×107 m–1，马赫数为5～8，迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布，得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明：在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩；随着单位雷诺数增大，横流转捩效应增强，模型下表面和上表面温升增加，转捩阵面前移，转捩区域扩大；随着马赫数增大，横流转捩效应减弱，转捩位置后移，转捩区域显著减小；不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近，但上、下表面的转捩N值不同（下表面约为6，上表面约为2.5），侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。
在常规高超声速风洞中，开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验，研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律，并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm，来流的单位雷诺数为0.46×107～3.94×107 m–1，马赫数为5～8，迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布，得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明：在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩；随着单位雷诺数增大，横流转捩效应增强，模型下表面和上表面温升增加，转捩阵面前移，转捩区域扩大；随着马赫数增大，横流转捩效应减弱，转捩位置后移，转捩区域显著减小；不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近，但上、下表面的转捩N值不同（下表面约为6，上表面约为2.5），侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。
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doi: 10.11729/syltlx20220045
摘要:
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计，通过求解轴对称的Von–Karman动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等高马赫数、高总压条件下已成功应用，但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下，采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管，通过数值模拟分析流场结构，并进行试验验证；模拟了喷管射流流场，通过对射流流场结构分析，判断设计方法的适用性。研究结果表明：马赫数6、8喷管流场与设计基本一致，射流流场品质较好，适合开展风洞试验；马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀，马赫数高于设计值，其中马赫数10喷管的射流流场品质较好，马赫数12喷管的射流流场品质下降严重且轴向梯度增大。因此，在高马赫数、低总压条件下，Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管，马赫数10喷管处于临界状态，而不适用于马赫数12喷管。
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计，通过求解轴对称的Von–Karman动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等高马赫数、高总压条件下已成功应用，但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下，采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管，通过数值模拟分析流场结构，并进行试验验证；模拟了喷管射流流场，通过对射流流场结构分析，判断设计方法的适用性。研究结果表明：马赫数6、8喷管流场与设计基本一致，射流流场品质较好，适合开展风洞试验；马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀，马赫数高于设计值，其中马赫数10喷管的射流流场品质较好，马赫数12喷管的射流流场品质下降严重且轴向梯度增大。因此，在高马赫数、低总压条件下，Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管，马赫数10喷管处于临界状态，而不适用于马赫数12喷管。
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doi: 10.11729/syltlx20220012
[摘要](74)
摘要:
液滴碰撞固体表面后铺展的现象广泛存在于航空航天和工农业应用中。在工程中，被撞击表面多不与液滴速度方向垂直，而前人对于液滴碰撞铺展的研究多基于垂直碰撞，其研究成果无法直接解决工程斜碰撞问题。通过实验研究液滴碰撞倾斜固体表面铺展形成液膜的演化过程，获得了不同表面倾斜角度和不同韦伯数条件下液膜形状的瞬态数据；基于新建立的液滴碰撞倾斜表面铺展理论，分析了液膜形状的瞬态变化过程，发现该理论可以合理预测小倾角下液滴的铺展，而对于大倾角下液膜在倾斜方向最大铺展宽度的预测，由于推导过程中将液膜上沿长度近似为常数，导致误差较大；为解决该问题，通过加入液膜上边沿长度的细致理论分析，建立了一个预测液膜最大形状的解析模型，预测结果相对实验结果的误差可从前人理论的61.8%降至3.2%。本研究提升了大倾角情况下液滴铺展预测的准确性，为工程应用提供了一个简洁准确的理论工具。
液滴碰撞固体表面后铺展的现象广泛存在于航空航天和工农业应用中。在工程中，被撞击表面多不与液滴速度方向垂直，而前人对于液滴碰撞铺展的研究多基于垂直碰撞，其研究成果无法直接解决工程斜碰撞问题。通过实验研究液滴碰撞倾斜固体表面铺展形成液膜的演化过程，获得了不同表面倾斜角度和不同韦伯数条件下液膜形状的瞬态数据；基于新建立的液滴碰撞倾斜表面铺展理论，分析了液膜形状的瞬态变化过程，发现该理论可以合理预测小倾角下液滴的铺展，而对于大倾角下液膜在倾斜方向最大铺展宽度的预测，由于推导过程中将液膜上沿长度近似为常数，导致误差较大；为解决该问题，通过加入液膜上边沿长度的细致理论分析，建立了一个预测液膜最大形状的解析模型，预测结果相对实验结果的误差可从前人理论的61.8%降至3.2%。本研究提升了大倾角情况下液滴铺展预测的准确性，为工程应用提供了一个简洁准确的理论工具。
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doi: 10.11729/syltlx20220087
摘要:
针对超声速来流湍流度（Tu）对转捩影响风洞试验数据缺乏的现状，开展了马赫数（Ma）3条件下不同来流湍流度对平板模型边界层转捩影响的试验研究。在中国空气动力研究与发展中心0.3 m×0.3 m跨超声速风洞（FL-24y）上，通过改变风洞稳定段内稳流参数，形成了来流湍流度在0.82%-1.63%范围内的变化。利用干涉瑞利散射技术测量了来流湍流度，利用红外热图技术测量了平板模型表面温度分布，得到了来流湍流度对转捩起始位置（Fonset）和转捩结束位置（Fend）影响的试验数据。根据试验来流条件，采用γ-Reθ转捩模型仿真了平板模型边界层转捩，并将仿真结果与风洞试验数据做了对比。结果表明：平板模型转捩试验测量结果和数值计算结果符合较好，两种方法得到的转捩起始位置相对误差≤2%，转捩结束位置相对误差≤5%。该试验结果可以为研究超声速来流湍流度对边界层转捩的影响规律提供数据支撑。
针对超声速来流湍流度（Tu）对转捩影响风洞试验数据缺乏的现状，开展了马赫数（Ma）3条件下不同来流湍流度对平板模型边界层转捩影响的试验研究。在中国空气动力研究与发展中心0.3 m×0.3 m跨超声速风洞（FL-24y）上，通过改变风洞稳定段内稳流参数，形成了来流湍流度在0.82%-1.63%范围内的变化。利用干涉瑞利散射技术测量了来流湍流度，利用红外热图技术测量了平板模型表面温度分布，得到了来流湍流度对转捩起始位置（Fonset）和转捩结束位置（Fend）影响的试验数据。根据试验来流条件，采用γ-Reθ转捩模型仿真了平板模型边界层转捩，并将仿真结果与风洞试验数据做了对比。结果表明：平板模型转捩试验测量结果和数值计算结果符合较好，两种方法得到的转捩起始位置相对误差≤2%，转捩结束位置相对误差≤5%。该试验结果可以为研究超声速来流湍流度对边界层转捩的影响规律提供数据支撑。
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doi: 10.11729/syltlx20220090
[摘要](928)
摘要:
在高马赫数飞行条件下，斜爆轰发动机热力学循环效率高，燃烧室长度短，是近些年国内外研究热点。但是，目前斜爆轰发动机试验研究都是使用氢气或者乙烯燃料，还没有航空煤油的试验结果。为了研究RP3航空煤油在斜爆轰发动机上的应用可行性，在JF-12激波风洞上开展了冷态RP3航空煤油斜爆轰发动机自由射流试验研究，JF-12激波风洞有效试验时间50 ms。针对航空煤油点火延迟时间长的难点，提出了鼓包强制起爆新技术。模拟了飞行马赫数9的状态，试验气流总温3800 K，平均当量比为0.9。试验中获得了稳定的斜爆轰波，证明了RP3航空煤油在斜爆轰发动机上的应用可行性。
在高马赫数飞行条件下，斜爆轰发动机热力学循环效率高，燃烧室长度短，是近些年国内外研究热点。但是，目前斜爆轰发动机试验研究都是使用氢气或者乙烯燃料，还没有航空煤油的试验结果。为了研究RP3航空煤油在斜爆轰发动机上的应用可行性，在JF-12激波风洞上开展了冷态RP3航空煤油斜爆轰发动机自由射流试验研究，JF-12激波风洞有效试验时间50 ms。针对航空煤油点火延迟时间长的难点，提出了鼓包强制起爆新技术。模拟了飞行马赫数9的状态，试验气流总温3800 K，平均当量比为0.9。试验中获得了稳定的斜爆轰波，证明了RP3航空煤油在斜爆轰发动机上的应用可行性。
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doi: 10.11729/syltlx20220062
摘要:
作为一种新型防冰技术，超疏水电热复合表面防冰具有良好的防冰效果和较低的能量消耗。基于超疏水表面水滴撞击及润湿特性，依据结冰表面热平衡理论，发展了超疏水电热复合表面防冰热流密度预测模型。在结冰风洞中开展了圆柱模型超疏水电热复合表面防冰实验研究，结果表明，防冰热流密度理论计算值与实验值之间的差别小于6%，验证了该预测模型的准确性。实验结果与能耗分析表明：与传统电加热方法相比，超疏水电热复合表面防冰能够有效降低防冰能耗；在风速10 m/s、液态水含量1 g/m3、水滴平均体积直径65 μm、温度−15 ℃条件下，超疏水表面能够有效防止回流冰形成；对于干、湿表面防冰，超疏水电热复合表面防冰比传统电加热方法能够分别降低约43%和33%的防冰能耗。
作为一种新型防冰技术，超疏水电热复合表面防冰具有良好的防冰效果和较低的能量消耗。基于超疏水表面水滴撞击及润湿特性，依据结冰表面热平衡理论，发展了超疏水电热复合表面防冰热流密度预测模型。在结冰风洞中开展了圆柱模型超疏水电热复合表面防冰实验研究，结果表明，防冰热流密度理论计算值与实验值之间的差别小于6%，验证了该预测模型的准确性。实验结果与能耗分析表明：与传统电加热方法相比，超疏水电热复合表面防冰能够有效降低防冰能耗；在风速10 m/s、液态水含量1 g/m3、水滴平均体积直径65 μm、温度−15 ℃条件下，超疏水表面能够有效防止回流冰形成；对于干、湿表面防冰，超疏水电热复合表面防冰比传统电加热方法能够分别降低约43%和33%的防冰能耗。
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doi: 10.11729/syltlx20220038
摘要:
在10<Re<500时，采用平面激光诱导荧光技术（PLIF）研究了4种腔室宽高比r（r=0.5、1.0、1.5和2.0）的十字型混合器内的流动与混合特征。结果表明：不同腔室宽高比的十字型混合器内均出现了分离流、稳态吞噬流、脉动流和非稳态吞噬流等4种流型。对于稳态吞噬流，r<1.0的腔室内流场由3个共旋涡主导，而r≥1.0的腔室内中心涡和卫星涡旋转方向相反。对于脉动流，在r>1.0的腔室内，中心涡周期性收缩和扩张，且整个腔室内流体脉动，而在r=0.5和1.0的腔室下游出现涡环脱落特征。对于非稳态吞噬流，r=1.0的腔室内发生了旋涡合并和破碎现象，而r=0.5的腔室内中心涡和一侧卫星涡发生周期性合并，未观察到涡破碎；对于r>1.0的腔室，腔室内中心涡经历增长、变形和破碎过程。基于时间平均离析强度（IOS）对腔室内流体混合效果进行了量化，并揭示了混合机制。腔室宽高比的增大，促使吞噬流和脉动流的临界雷诺数显著降低，导致低雷诺数下腔室内流体混合强化。
在10<Re<500时，采用平面激光诱导荧光技术（PLIF）研究了4种腔室宽高比r（r=0.5、1.0、1.5和2.0）的十字型混合器内的流动与混合特征。结果表明：不同腔室宽高比的十字型混合器内均出现了分离流、稳态吞噬流、脉动流和非稳态吞噬流等4种流型。对于稳态吞噬流，r<1.0的腔室内流场由3个共旋涡主导，而r≥1.0的腔室内中心涡和卫星涡旋转方向相反。对于脉动流，在r>1.0的腔室内，中心涡周期性收缩和扩张，且整个腔室内流体脉动，而在r=0.5和1.0的腔室下游出现涡环脱落特征。对于非稳态吞噬流，r=1.0的腔室内发生了旋涡合并和破碎现象，而r=0.5的腔室内中心涡和一侧卫星涡发生周期性合并，未观察到涡破碎；对于r>1.0的腔室，腔室内中心涡经历增长、变形和破碎过程。基于时间平均离析强度（IOS）对腔室内流体混合效果进行了量化，并揭示了混合机制。腔室宽高比的增大，促使吞噬流和脉动流的临界雷诺数显著降低，导致低雷诺数下腔室内流体混合强化。
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doi: 10.11729/syltlx20220077
摘要:
结冰风洞云雾场校测通常存在仪器依赖度高的问题。针对该问题，提出了一种基于多模态融合的结冰风洞云雾参数辨识方法，该方法以试验模型结冰图像及迎角、来流速度、来流温度、结冰时长等参数作为输入，提取并融合两者特征参数，以液态水含量和水滴平均体积直径作为输出训练神经网络模型，进而实现对结冰风洞云雾参数的快速辨识。为验证该方法的有效性和可行性，以NACA0012标准翼型结冰为研究对象，开发了结冰风洞云雾参数辨识程序，分析了融合比例的影响，获得了适用于结冰风洞云雾参数辨识的最佳网络模型。在此基础上，开展了仿真和试验评估，结果表明：所提出的方法对液态水含量和水滴平均体积直径的辨识满度误差均小于12%，具有较高的辨识精度与良好的泛化性能，可为结冰风洞云雾参数辨识提供补充。
结冰风洞云雾场校测通常存在仪器依赖度高的问题。针对该问题，提出了一种基于多模态融合的结冰风洞云雾参数辨识方法，该方法以试验模型结冰图像及迎角、来流速度、来流温度、结冰时长等参数作为输入，提取并融合两者特征参数，以液态水含量和水滴平均体积直径作为输出训练神经网络模型，进而实现对结冰风洞云雾参数的快速辨识。为验证该方法的有效性和可行性，以NACA0012标准翼型结冰为研究对象，开发了结冰风洞云雾参数辨识程序，分析了融合比例的影响，获得了适用于结冰风洞云雾参数辨识的最佳网络模型。在此基础上，开展了仿真和试验评估，结果表明：所提出的方法对液态水含量和水滴平均体积直径的辨识满度误差均小于12%，具有较高的辨识精度与良好的泛化性能，可为结冰风洞云雾参数辨识提供补充。
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doi: 10.11729/syltlx20220026
摘要:
基于0.6 m连续式跨声速风洞的低密度环境运行能力，对主压缩机在不同总压下的气动性能进行了试验研究，详细分析了低密度环境下雷诺数对轴流压缩机气动性能的影响规律。试验中压缩机进口总压低至3 kPa左右，研究结果表明：随着雷诺数降低，压缩机增压能力和等熵效率均大幅下降，而喘振裕度受雷诺数的影响较小，负压工况轴系机械损失逐渐成为压缩机主要损失，对压缩机效率的影响较大。通过对试验数据的拟合得到了压缩机效率和压比随雷诺数变化的经验公式，可为轴流压缩机低雷诺数工况下的气动设计及数值方法研究提供数据支撑。
基于0.6 m连续式跨声速风洞的低密度环境运行能力，对主压缩机在不同总压下的气动性能进行了试验研究，详细分析了低密度环境下雷诺数对轴流压缩机气动性能的影响规律。试验中压缩机进口总压低至3 kPa左右，研究结果表明：随着雷诺数降低，压缩机增压能力和等熵效率均大幅下降，而喘振裕度受雷诺数的影响较小，负压工况轴系机械损失逐渐成为压缩机主要损失，对压缩机效率的影响较大。通过对试验数据的拟合得到了压缩机效率和压比随雷诺数变化的经验公式，可为轴流压缩机低雷诺数工况下的气动设计及数值方法研究提供数据支撑。
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doi: 10.11729/syltlx20220050
摘要:
针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象，结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ 600 mm脉冲燃烧风洞中开展，来流马赫数3.0，单位雷诺数2.1×106 m−1，获得了流场纹影、壁面压力和壁面热流。结果表明：受交叉激波逆压梯度作用，层流边界层在激波交汇附近产生分离，并在干扰区迅速转捩；在上游安装斜坡型涡流发生器或粗糙带，诱导边界层在干扰前转捩为湍流，分离区被有效抑制，干扰区热流明显下降（热流峰值下降超过25%）。数值模拟和风洞试验得到的激波结构、壁面压力吻合良好，但壁面热流计算值明显大于试验值。对比转捩模型和湍流模型计算结果发现：明显偏高的湍流黏性系数是RANS方法在非分离区过高预测干扰区热流的主要原因。
针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象，结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ 600 mm脉冲燃烧风洞中开展，来流马赫数3.0，单位雷诺数2.1×106 m−1，获得了流场纹影、壁面压力和壁面热流。结果表明：受交叉激波逆压梯度作用，层流边界层在激波交汇附近产生分离，并在干扰区迅速转捩；在上游安装斜坡型涡流发生器或粗糙带，诱导边界层在干扰前转捩为湍流，分离区被有效抑制，干扰区热流明显下降（热流峰值下降超过25%）。数值模拟和风洞试验得到的激波结构、壁面压力吻合良好，但壁面热流计算值明显大于试验值。对比转捩模型和湍流模型计算结果发现：明显偏高的湍流黏性系数是RANS方法在非分离区过高预测干扰区热流的主要原因。
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doi: 10.11729/syltlx20220029
摘要:
为满足常规高超声速风洞连续变迎角试验动态热流测量需求，改进了一种小尺寸Schmidt–Boelter热流传感器。采用热流标定装置对其进行了静态校准和动态测试，得到改进后传感器的灵敏度系数为57.67 μV·kW−1·m2，响应时间约26 ms，截止频率26 Hz，可覆盖1～130 kW/m2的热流范围。基于特征响应时间常数，建立了变迎角速度与最大测量误差的定量关系；参照某阶梯变迎角试验测得的热流数据，对该传感器在一定误差范围内能够满足的最大连续变迎角速度进行了评估。
为满足常规高超声速风洞连续变迎角试验动态热流测量需求，改进了一种小尺寸Schmidt–Boelter热流传感器。采用热流标定装置对其进行了静态校准和动态测试，得到改进后传感器的灵敏度系数为57.67 μV·kW−1·m2，响应时间约26 ms，截止频率26 Hz，可覆盖1～130 kW/m2的热流范围。基于特征响应时间常数，建立了变迎角速度与最大测量误差的定量关系；参照某阶梯变迎角试验测得的热流数据，对该传感器在一定误差范围内能够满足的最大连续变迎角速度进行了评估。
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doi: 10.11729/syltlx20220074
摘要:
针对流体在约束旋转中产生多边形涡流的现象，设计了旋转圆筒实验装置，对不同旋转频率、液面高度及圆筒半径下的旋转流体行为进行了研究。基于实验现象，提出了全局复合波模型，该模型的计算结果与实验现象一致。根据流动相似理论，利用量纲分析法对实验数据进行分析处理；借助黑体辐射模型给出了流体参数在一定范围下的经验公式，该公式在径长比小于4的情况下与实验数据符合程度较好。本文建立的全局复合波模型及相关研究结论可为多边形涡流形成机制与变化规律研究提供理论参考。
针对流体在约束旋转中产生多边形涡流的现象，设计了旋转圆筒实验装置，对不同旋转频率、液面高度及圆筒半径下的旋转流体行为进行了研究。基于实验现象，提出了全局复合波模型，该模型的计算结果与实验现象一致。根据流动相似理论，利用量纲分析法对实验数据进行分析处理；借助黑体辐射模型给出了流体参数在一定范围下的经验公式，该公式在径长比小于4的情况下与实验数据符合程度较好。本文建立的全局复合波模型及相关研究结论可为多边形涡流形成机制与变化规律研究提供理论参考。
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doi: 10.11729/syltlx20210131
摘要:
动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求，中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m × 3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件，经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动，具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验，风速范围30～60 m/s，迎角范围−36°～36°，侧滑角范围−40°～40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验，结果表明该系统获得的动导数数据规律合理，数据精度在3%以内，可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。
动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求，中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m × 3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件，经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动，具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验，风速范围30～60 m/s，迎角范围−36°～36°，侧滑角范围−40°～40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验，结果表明该系统获得的动导数数据规律合理，数据精度在3%以内，可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。
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doi: 10.11729/syltlx20220068
摘要:
在高超声速低密度风洞试验中，采用传统机械方法调试双光程纹影系统，无法确保球面镜机构工作位置的精细定位，光路两次穿过流场后无法完全重合。针对上述问题，研发了基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制系统。采用绝对式编码器指令控制交流伺服电机，对球面镜机构的工作位置进行定位控制；引入机器视觉系统，结合视觉信息反馈技术，对纹影图像质量进行研判，根据研判结果确定是否对球面镜的俯仰、左右偏转进行调节。结果表明：采用基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制系统，实现了双光程纹影球面镜机构的自动定位闭环控制，确保光路两次穿过流场后尽量重合，消除了模型流场成像时的重影；与传统方法相比，流场图像的清晰度提高了约2.2倍。
在高超声速低密度风洞试验中，采用传统机械方法调试双光程纹影系统，无法确保球面镜机构工作位置的精细定位，光路两次穿过流场后无法完全重合。针对上述问题，研发了基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制系统。采用绝对式编码器指令控制交流伺服电机，对球面镜机构的工作位置进行定位控制；引入机器视觉系统，结合视觉信息反馈技术，对纹影图像质量进行研判，根据研判结果确定是否对球面镜的俯仰、左右偏转进行调节。结果表明：采用基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制系统，实现了双光程纹影球面镜机构的自动定位闭环控制，确保光路两次穿过流场后尽量重合，消除了模型流场成像时的重影；与传统方法相比，流场图像的清晰度提高了约2.2倍。
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doi: 10.11729/syltlx20220032
摘要:
在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程，给出了连续扫描试验数据处理方法，并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试验。两种方法试验结果一致性较好，所获得的进气道出口截面气动特性参数差值远小于国军标重复性精度要求。试验结果验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。与进气道常规试验方法相比，连续扫描试验方法能够大幅度提高试验效率，同时还能够获得更多的有效试验数据。
在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程，给出了连续扫描试验数据处理方法，并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试验。两种方法试验结果一致性较好，所获得的进气道出口截面气动特性参数差值远小于国军标重复性精度要求。试验结果验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。与进气道常规试验方法相比，连续扫描试验方法能够大幅度提高试验效率，同时还能够获得更多的有效试验数据。
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doi: 10.11729/syltlx20210149
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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%。
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%。
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doi: 10.11729/syltlx20210176
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（4F9/2→6H15/2，4I15/2→6H15/2）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。
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（4F9/2→6H15/2，4I15/2→6H15/2）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。
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doi: 10.11729/syltlx20210116
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210170
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20220017
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210062
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210194
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20220002
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%。
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%。
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doi: 10.11729/syltlx20210146
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210077
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210182
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210071
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。
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。
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doi: 10.11729/syltlx20210089
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。
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。
2023, 37(1): 1-8.
doi: 10.11729/syltlx20220131
摘要:
中国轨道交通历经几代技术创新与发展，取得了令世界瞩目的成就。轮轨系统的黏着限制了轨道交通的进一步高速化，磁浮技术在轨道交通上的应用应运而生。“十三五”期间，中国开始研制600 km/h高速磁浮交通系统。高速磁浮列车运行速度为600 km/h，马赫数达到0.49，列车空气动力学性能急剧恶化，加之运行环境（车–轨间隙、两侧节流）的变化，呈现出与高速轮轨列车不同的气动特征，空气动力学问题成为高速磁浮列车设计研发的关键问题之一。本文探讨了600 km/h高速磁浮列车气动设计面临的技术挑战，提出了高速磁浮列车气动设计解决方案，介绍了我国600 km/h高速磁浮列车气动设计方案，展望了高速磁浮列车空气动力学未来研究方向。
中国轨道交通历经几代技术创新与发展，取得了令世界瞩目的成就。轮轨系统的黏着限制了轨道交通的进一步高速化，磁浮技术在轨道交通上的应用应运而生。“十三五”期间，中国开始研制600 km/h高速磁浮交通系统。高速磁浮列车运行速度为600 km/h，马赫数达到0.49，列车空气动力学性能急剧恶化，加之运行环境（车–轨间隙、两侧节流）的变化，呈现出与高速轮轨列车不同的气动特征，空气动力学问题成为高速磁浮列车设计研发的关键问题之一。本文探讨了600 km/h高速磁浮列车气动设计面临的技术挑战，提出了高速磁浮列车气动设计解决方案，介绍了我国600 km/h高速磁浮列车气动设计方案，展望了高速磁浮列车空气动力学未来研究方向。
2023, 37(1): 9-28.
doi: 10.11729/syltlx20220084
摘要:
基于SST$k-\omega$ 湍流模型和IDDES方法，采用三维数值模型对800 km/h的真空管道磁浮交通系统在雍塞状态（阻塞比为0.3和0.2）和非雍塞状态（阻塞比为0.1）下进行瞬态模拟，得到列车车体热压载荷时均分布特征及其波动特性，并利用跨声速风洞凸块试验数据验证了数值方法的准确性。基于本征正交分解提取流场重要相干结构，识别列车表面载荷非定常较强区域，揭示其时空演化规律。研究结果表明：列车上表面载荷分布特征与拉瓦尔喷管相似，雍塞/非雍塞状态下载荷分布差异主要位于扩张段；列车下表面载荷分布因悬浮架腔体的截面突变而变得复杂，气流突入到第一个悬浮架腔体形成局部滞止点，造成车体压力大幅度振荡，同时热量在列车底部聚集，尾车下洗气流和上洗气流相互作用差异导致了雍塞/非雍塞状态下温度峰值的位置不同；列车表面压力非定常较强区域主要位于底部悬浮架处，且存在14 Hz的特征频率，雍塞状态下尾车激波处也是一个非定常源；中间车、尾车温度载荷一阶模态体现了热量累积过程。
基于SST
2023, 37(1): 29-35.
doi: 10.11729/syltlx20220053
摘要:
高速列车升力翼通过气动增升实现车体等效减重，为高速列车节能降耗提供了新思路。升力翼气动性能直接影响等效减重效果，研究车顶–升力翼组合体在不同工况下的气动特性对列车升力翼设计具有重要意义。采用计算流体力学方法和k–ε模型进行数值仿真研究，分析了车–翼连接杆对升力翼气动特性的影响，研究了升力翼飞高、来流速度、迎角等设计参数对升力翼气动特性的影响规律。研究结果表明：采用NACA0012翼型剖面的车–翼连接杆对升力翼升力和阻力的影响不超过3.7%；在车顶模型前缘引起的高速气流影响下，随着升力翼飞高增大，冲击升力翼的气流速度减小，升力有减小的趋势，在3倍弦长飞高范围内，不同飞高升力翼的升力差值最大不超过3%；当来流速度增大至90 m/s以上时，升力翼的升力系数和阻力系数分别稳定在1.62和0.61附近；在0°～22°迎角范围内，升力翼升力系数不断增大，迎角大于22°后，升力翼升力系数减小。
高速列车升力翼通过气动增升实现车体等效减重，为高速列车节能降耗提供了新思路。升力翼气动性能直接影响等效减重效果，研究车顶–升力翼组合体在不同工况下的气动特性对列车升力翼设计具有重要意义。采用计算流体力学方法和k–ε模型进行数值仿真研究，分析了车–翼连接杆对升力翼气动特性的影响，研究了升力翼飞高、来流速度、迎角等设计参数对升力翼气动特性的影响规律。研究结果表明：采用NACA0012翼型剖面的车–翼连接杆对升力翼升力和阻力的影响不超过3.7%；在车顶模型前缘引起的高速气流影响下，随着升力翼飞高增大，冲击升力翼的气流速度减小，升力有减小的趋势，在3倍弦长飞高范围内，不同飞高升力翼的升力差值最大不超过3%；当来流速度增大至90 m/s以上时，升力翼的升力系数和阻力系数分别稳定在1.62和0.61附近；在0°～22°迎角范围内，升力翼升力系数不断增大，迎角大于22°后，升力翼升力系数减小。
2023, 37(1): 36-43.
doi: 10.11729/syltlx20220096
摘要:
高速列车驶入隧道时会产生初始压缩波，其沿隧道纵向传播至出口时会向隧道外辐射形成微气压波。本文搭建了利用高压空气瞬间释放产生初始压缩波的实验装置，对其产生的压缩波开展了实验研究。介绍了实验装置的组成，分析了隧道内压力时程曲线及形成机理，给出了实验装置各参数对初始压缩波的影响规律，对压缩波的后续衰减过程进行了分析。实验结果表明：隧道内的压力波动主要受隧道出入口的反射波影响；通过改变实验装置相关参数能够对初始压缩波的波形进行调节；不同高压腔初始压力下，压缩波的衰减周期相同，但初始幅值越大，相同时间内压力衰减得越快。
高速列车驶入隧道时会产生初始压缩波，其沿隧道纵向传播至出口时会向隧道外辐射形成微气压波。本文搭建了利用高压空气瞬间释放产生初始压缩波的实验装置，对其产生的压缩波开展了实验研究。介绍了实验装置的组成，分析了隧道内压力时程曲线及形成机理，给出了实验装置各参数对初始压缩波的影响规律，对压缩波的后续衰减过程进行了分析。实验结果表明：隧道内的压力波动主要受隧道出入口的反射波影响；通过改变实验装置相关参数能够对初始压缩波的波形进行调节；不同高压腔初始压力下，压缩波的衰减周期相同，但初始幅值越大，相同时间内压力衰减得越快。
2023, 37(1): 44-52.
doi: 10.11729/syltlx20220120
摘要:
列车在不同长度隧道中高速行驶，会产生不同程度的压力波动，从而引起乘客不同程度的耳感舒适性问题。采用一维可压缩非定常不等熵流动模型的特征线法和时间常数法动态气密指数模型，研究了单列高速磁浮列车通过隧道时的车外压力波和两种动态气密指数下的车内压力变化特征，完善了基于压力舒适性标准的高速磁浮铁路单线最不利隧道长度的概念，进行了列车速度和列车动态气密指数对最不利隧道长度影响规律的研究。研究发现：在基于车外压力最大负压值的最不利隧道长度下，车内压力最大负压值较小。车内每1、3、10和60 s内最大压力变化量最大值随隧道长度增大呈先增大后减小的特征，即存在舒适性约束条件下的最不利隧道长度。列车速度不同，该最不利隧道长度不同。除车内每10 s压力限值条件下外，动态气密指数不同，最不利隧道长度近似。动态气密指数83 s、速度600 km/h的单列磁浮列车通过截面积为100 m2的隧道时，满足UIC660舒适性标准的最不利隧道长度为10～12 km。本文成果对研究基于舒适性标准的隧道净空面积和列车气密性，以及进一步完善基于隧道压力波效应的轨道交通最不利隧道长度理论体系有较好的参考价值。
列车在不同长度隧道中高速行驶，会产生不同程度的压力波动，从而引起乘客不同程度的耳感舒适性问题。采用一维可压缩非定常不等熵流动模型的特征线法和时间常数法动态气密指数模型，研究了单列高速磁浮列车通过隧道时的车外压力波和两种动态气密指数下的车内压力变化特征，完善了基于压力舒适性标准的高速磁浮铁路单线最不利隧道长度的概念，进行了列车速度和列车动态气密指数对最不利隧道长度影响规律的研究。研究发现：在基于车外压力最大负压值的最不利隧道长度下，车内压力最大负压值较小。车内每1、3、10和60 s内最大压力变化量最大值随隧道长度增大呈先增大后减小的特征，即存在舒适性约束条件下的最不利隧道长度。列车速度不同，该最不利隧道长度不同。除车内每10 s压力限值条件下外，动态气密指数不同，最不利隧道长度近似。动态气密指数83 s、速度600 km/h的单列磁浮列车通过截面积为100 m2的隧道时，满足UIC660舒适性标准的最不利隧道长度为10～12 km。本文成果对研究基于舒适性标准的隧道净空面积和列车气密性，以及进一步完善基于隧道压力波效应的轨道交通最不利隧道长度理论体系有较好的参考价值。
2023, 37(1): 53-63.
doi: 10.11729/syltlx20220110
摘要:
高速磁浮列车进入隧道时，产生的压缩波会在隧道出口诱导气流形成伴随速度。以高速磁浮列车为研究对象，采用三维、可压缩、非定常的计算方法对不同列车运行速度和隧道阻塞比下列车通过隧道的过程进行了计算，分析了隧道出口附近压缩波诱导的列车风特性，给出了列车运行速度和隧道阻塞比对列车风速度的影响规律。结果表明：隧道出口内，压缩波诱导形成的列车风速度变化趋势与峰值在纵向（列车运行方向）上基本保持不变；隧道出口外，列车风峰值速度在纵向25 m范围内逐渐降低，在横向（垂直于列车运行方向）5 m范围内基本保持不变；随着列车运行速度和隧道阻塞比增大，隧道出口内外的列车风峰值速度均明显增大，列车运行速度600 km/h、隧道阻塞比17.04%时，隧道出口外轨道中心线上纵向5 m处列车风峰值速度高达56 m/s。本文结论可为铁路隧道列车风防护及高速磁浮列车安全运行提供参考。
高速磁浮列车进入隧道时，产生的压缩波会在隧道出口诱导气流形成伴随速度。以高速磁浮列车为研究对象，采用三维、可压缩、非定常的计算方法对不同列车运行速度和隧道阻塞比下列车通过隧道的过程进行了计算，分析了隧道出口附近压缩波诱导的列车风特性，给出了列车运行速度和隧道阻塞比对列车风速度的影响规律。结果表明：隧道出口内，压缩波诱导形成的列车风速度变化趋势与峰值在纵向（列车运行方向）上基本保持不变；隧道出口外，列车风峰值速度在纵向25 m范围内逐渐降低，在横向（垂直于列车运行方向）5 m范围内基本保持不变；随着列车运行速度和隧道阻塞比增大，隧道出口内外的列车风峰值速度均明显增大，列车运行速度600 km/h、隧道阻塞比17.04%时，隧道出口外轨道中心线上纵向5 m处列车风峰值速度高达56 m/s。本文结论可为铁路隧道列车风防护及高速磁浮列车安全运行提供参考。
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.
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.
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。
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。
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.
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.
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。
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。
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.
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.
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。
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。
摘要：
采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明：在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。
采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明：在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。
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。
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。
摘要：
高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明：在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。
高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明：在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。
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。
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。
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。
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。
摘要：
背景纹影法是2000年左右新出现的非接触式光学测量技术，可用于变密度流动的可视化和相关折射率场的定量测量。与经典的刀片式（Knife-edge）、彩虹式（Rainbow）纹影测量技术比较，BOS具有硬件搭建简单、标定方便、测量视窗不受光学元器件尺寸限制等显著优点。通过详细介绍BOS方法的基本原理与核心性能指标，并依据搭建BOS流动测量系统的思路，回顾了近年来国内外BOS技术的发展情况，最后介绍了BOS技术在超声速流动、燃烧、等离子体等复杂流动领域的应用。
背景纹影法是2000年左右新出现的非接触式光学测量技术，可用于变密度流动的可视化和相关折射率场的定量测量。与经典的刀片式（Knife-edge）、彩虹式（Rainbow）纹影测量技术比较，BOS具有硬件搭建简单、标定方便、测量视窗不受光学元器件尺寸限制等显著优点。通过详细介绍BOS方法的基本原理与核心性能指标，并依据搭建BOS流动测量系统的思路，回顾了近年来国内外BOS技术的发展情况，最后介绍了BOS技术在超声速流动、燃烧、等离子体等复杂流动领域的应用。
