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2018年  第32卷  第3期

综述进展
空腔可压缩流致噪声问题研究进展
王显圣, 杨党国, 刘俊, 周方奇, 施傲
2018, 32(3): 1-16. doi: 10.11729/syltlx20170132
摘要(361) HTML (257) PDF(40)
摘要:
空腔是一种常见的飞行器结构,高速来流条件下,空腔流致噪声成为重要噪声源,制约飞行器性能的提高。针对空腔可压缩流致噪声问题的研究进展进行综述,分析空腔流激振荡及其诱导噪声的产生机制、参数影响规律与噪声控制技术发展趋势。基于空腔非定常流动及其诱导噪声特性,总结空腔可压缩流致噪声产生、传播规律以及相关研究方法,从来流参数、空腔形态、结构振动等关键参数出发,阐述空腔可压缩流致噪声的参数影响规律,总结空腔噪声控制技术的研究现状以及存在不足。最后,对空腔可压缩流致噪声问题研究面临的挑战和发展趋势进行展望。
快速响应压敏涂料测试技术与应用
于靖波, 向星居, 熊红亮, 黄湛, 赵学军
2018, 32(3): 17-32. doi: 10.11729/syltlx20180007
摘要(265) HTML (175) PDF(17)
摘要:
近年来快速响应压敏涂料测试技术发展迅速。对该技术在国内外的发展及其应用进行详细调研的基础上展开了全面的综述。首先描述了快响应压敏漆测试技术的特点、工作原理及其动态响应机理。然后详述了目前普遍应用的3种多孔结构快响应压敏涂料包括TLC-PSP、AA-PSP和PC-PSP。详细介绍了不同的动态标定设备,包括激波管、电磁阀、驻波管、射流振荡器和脉冲射流装置。归纳了几种主要的测量方法,包括点测量方法,相位平均法,高速图像采集法,双分量运动捕获方法,单次激发寿命法和颗粒法等。引用国内外快速响应PSP技术的典型应用案例,展示了快速响应PSP技术对非定常流动测量的优势。
高超声速气动/推进一体化技术研究专栏
一种Ma0~4TBCC进气道气动设计及性能分析
袁化成, 刘君, 郭荣伟
2018, 32(3): 33-41. doi: 10.11729/syltlx20180005
摘要(251) HTML (139) PDF(27)
摘要:
从TBCC推进系统总体性能需求出发,给出了TBCC进气道捕获面积以及模态转换马赫数确定过程。在此基础上开展基于平动式模态转换装置的马赫数0~4内并联TBCC进气道气动方案设计,给出了进气道单自由度几何调节机构方案及其几何调节规律。通过对涡轮通道典型几何参数的规律化研究,结果表明:方转圆段几何长度、中心点ym值以及面积变化规律对进气道出口总压恢复系数及马赫数影响较小,对进气道出口流场的均匀度影响较大;就研究的进气道而言,选取方转圆段几何长度为3m,中心控制点ym=1.5,沿程截面面积变化规律为"先急后缓"的设计较为适宜;Ma=4.0时,设计的TBCC变几何进气道总压恢复系数为0.45,Ma=2.2时,总压恢复系数和畸变分别为0.79和0.15。
碳氢燃料超声速燃烧室火焰稳定机制研究
宋文艳, 石德永, 王宇航
2018, 32(3): 42-49. doi: 10.11729/syltlx20180017
摘要(318) HTML (160) PDF(16)
摘要:
在来流总温1085K、进口马赫数2.0下开展了煤油燃料超声速燃烧试验,使用高速摄像观测了火焰的形态和结构,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了煤油和OH的分布,结合数值模拟结果分析了燃烧室的火焰稳定机制。测量结果显示:燃烧反应主要发生在射流的下游区域和凹槽区域内,随着燃料当量比的增加,火焰传播角度及火焰向主流的穿透高度增加。数值模拟结果与实验测量吻合较好。火焰稳定机制分析显示:液态煤油喷入燃烧室内,主要分布在下壁面附近的流场中,燃烧产生的高温燃烧产物通过凹槽剪切层与回流区之间的相互作用,进入凹槽并为剪切层中的空气-煤油混合气体提供稳定的热量和中间产物,使得火焰基底能够稳定在剪切层内,并以相对固定的角度向主流流场中传播。
斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究
张恩来, 李祝飞, 李一鸣, 杨基明
2018, 32(3): 50-57. doi: 10.11729/syltlx20180002
摘要(300) HTML (217) PDF(14)
摘要:
针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题,将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰,其驻点前弓形激波的脱体距离较大,波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时,发生Edney第Ⅳa类激波干扰,该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合,形成多处超声速射流区域;当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时,呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构;当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时,形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。
脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究
吴颖川, 贺元元, 张小庆, 林其, 乐嘉陵
2018, 32(3): 58-63. doi: 10.11729/syltlx20180008
摘要(214) HTML (98) PDF(15)
摘要:
燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备。燃烧加热风洞的试验时间(脉冲式和连续式)及燃烧方式(氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧)均会对发动机试验结果产生一定影响。研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性。研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞,在相同试验状态下,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10%左右;对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。
脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究
贺元元, 吴颖川, 张小庆, 林其
2018, 32(3): 64-68. doi: 10.11729/syltlx20180011
摘要(188) HTML (90) PDF(12)
摘要:
不同风洞因模拟来流参数不同,对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果,分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致,脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右,其中雷诺数影响较小,在5%以内,壁温比影响较大,在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析,认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。
基础研究及应用
CO2中激波脱体距离的弹道靶实验测量和数值计算
廖东骏, 柳森, 黄洁, 简和祥, 谢爱民, 王宗浩
2018, 32(3): 69-74, 93. doi: 10.11729/syltlx20170157
摘要(120) HTML (89) PDF(8)
摘要:
在中国空气动力研究与发展中心超高速所超高速弹道靶进行了CO2条件下圆球和火星着陆巡视器模型的激波脱体距离测量实验,为数值模拟提供验证依据。实验模型为φ10mm圆球和头部半径12.5mm的着陆巡视器模型。圆球模型的飞行速度为2.122~4.220km/s,靶室压力为2.42~12.30kPa;着陆巡视器模型的飞行速度为2.802km/s,对应靶室压力为1.836kPa。实验数据与采用双温度非平衡模型计算的结果进行了对比。得到以下结论:采用双温度非平衡模型能够较准确地再现模型头部激波脱体距离;根据计算结果推测绕模型流动主要为非平衡流动;需补充更高模型飞行速度(>5km/s)的实验数据,验证CO2中更高流速状态下双温度非平衡模型的适用性与准确性,并进一步研究多温度模型和不同化学反应动力模型对CO2下非平衡流数值计算准确性的影响。
测量技术
基于光场三维重构和PSP的曲面压力测量技术
李浩天, 许晟明, 赵洲, 张翰墨, 施圣贤
2018, 32(3): 75-81. doi: 10.11729/syltlx20180036
摘要(236) HTML (181) PDF(18)
摘要:
光场单相机三维压力测量技术(LF-3DPSP)将光场三维成像技术和压敏漆(Pressure Sensitive Paint,PSP)技术结合,测量三维模型上的压力分布,为气动实验研究提供了一种全新的测量手段。LF-3DPSP采用与传统二维PSP技术相似的步骤,不同的是在试验阶段采用具有自主知识产权的光场相机硬件系统拍摄PSP图像和模型纹理图像,用于计算模型表面压力分布和模型三维结构尺寸。以截锥体为例,在Ma5的高超声速风洞中对该技术进行验证性试验研究。结果表明:LF-3DPSP技术能够精确测量大曲率模型的三维表面压力分布,且压力分布结果与纹影试验结果相匹配。
干涉瑞利散射测速技术在跨超声速风洞的湍流度测试应用研究
杨富荣, 陈力, 闫博, 苏铁, 鲍伟义, 陈爽
2018, 32(3): 82-86. doi: 10.11729/syltlx20170103
摘要(204) HTML (89) PDF(16)
摘要:
为了测量高速流场的湍流度,研究了基于法布里-珀罗(Fabry-Pérot)干涉仪的干涉瑞利散射测速技术。设计了干涉瑞利散射速度测量装置,主要由大功率窄线宽连续激光器、法布里-珀罗干涉仪和高帧频EMCCD相机组成,激光器提供连续光源照射流场形成气体分子瑞利散射,并通过法布里-珀罗干涉仪和EMCCD,实现了对流场气体分子瑞利散射光谱精细分辨,获得了高时间分辨速度测量结果。经过理论分析,该装置的速度分辨率为1.23m/s;通过与热线风速仪湍流度测量实验的结果进行对比,验证了干涉瑞利散射测速技术具备流场湍流度非接触测量能力;利用干涉瑞利散射测速装置,在0.3m×0.3m跨超声速风洞上,开展了Ma3.0条件下流场湍流度测量实验,获得了超声速流场的平均速度和湍流度测量结果,装置时间采样率达到4kHz。
基于气体放电的高超声速激波结构显示技术
沙心国, 文帅, 袁明论, 卢洪波, 纪锋
2018, 32(3): 87-93. doi: 10.11729/syltlx20170106
摘要(238) HTML (104) PDF(15)
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。
高速流动PIV示踪粒子跟随响应特性实验研究
王彦植, 陈方, 刘洪, 沙莎, 逯雪铃, 张庆兵, 岳连捷
2018, 32(3): 94-99. doi: 10.11729/syltlx20170160
摘要(381) HTML (154) PDF(37)
摘要:
示踪粒子的跟随响应能力是影响高速流动PIV测量精度的重要因素。针对法向马赫数大于1.4的高速流动所提出粒子松弛特性分析模型,结合理论分析与数值模拟方法,发展了高速流动下的示踪粒子布撒技术,提高了PIV技术定量化测量能力。基于上海交通大学多马赫数风洞,以不同粒径的氧化钛颗粒作为示踪粒子,利用PIV技术观测Ma4的高速流动诱导的一道22°激波,结果显示30nm粒径的示踪粒子有更优秀的跟随响应能力;并以该粒子进行了不同条件下(包括斜激波与脱体激波)的跟随性实验验证,为高速流动PIV示踪粒子选择提供了实验支撑。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日