实验流体力学

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朱广生, 聂春生, 曹占伟, 袁野

2019, 33(2): 1-10. doi: 10.11729/syltlx20180137

摘要(562) HTML (277) PDF(97)

摘要:
地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。

超声速喷管起动过程激波结构演化特征

王成鹏, 杨锦富, 程川, 王文硕, 徐培, 杨馨, 焦运, 程克明

2019, 33(2): 11-16. doi: 10.11729/syltlx20180143

摘要(366) HTML (209) PDF(22)

摘要:
通过改变进出口压比，对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究，给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中，固定喷管喉道出口面积比，改变喷管上下游压比，使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处，逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中，喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程：喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等；但由于附面层的存在，每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如，试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中，出现的由λ型激波向Х型激波的转变，以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。

碳基材料氧化烧蚀的快/慢反应动力学问题

国义军, 周述光, 曾磊, 刘骁, 代光月, 邱波

2019, 33(2): 17-22, 101. doi: 10.11729/syltlx20180128

摘要(243) HTML (121) PDF(7)

摘要:
在前期单/双平台问题研究的基础上^[1]，就学术上和工程应用中关注的碳在空气中燃烧的"快反应"和"慢反应"问题进行了深入分析，研究发现被广泛使用50余年的"慢反应"并不存在，而被弃置的"快反应"则真实存在，且具有重要的应用价值。采用"快反应"动力学数据，同时考虑CO、CO₂两个烧蚀产物，得到的无量纲烧蚀速率随温度的变化曲线存在两个平台，其中，温度稍低情况下出现的第一平台对应的主要烧蚀产物为CO₂，温度稍高情况下出现的第二平台对应的主要烧蚀产物为CO，且第一平台对应的无量纲烧蚀速率恰好是第二平台的1/2。过去常被忽略的CO₂扮演了重要角色，由它产生的第一平台，将以往文献中看似完全独立、毫无关系的"快反应"和"慢反应"曲线建立了联系。理论分析表明：第一平台之前的快速上升段属于从速率控制区到扩散控制区的过渡区，第一平台及其以后的区域都属于扩散控制区（包括两个平台之间的连接线），它是由反应生成物CO与CO₂的分压比δ从0到∞的变化引起的，与表面化学反应动力学条件完全无关。由"双平台"理论得到的从低温到高温、由速率控制区经由过渡区到达扩散控制区的整条烧蚀速率曲线，与实验结果完全吻合。

自适应间断装配法模拟弹道靶中超高速弹丸发射

常思源, 邹东阳, 刘君

2019, 33(2): 23-29. doi: 10.11729/syltlx20180104

摘要(206) HTML (120) PDF(14)

摘要:
弹道靶自由飞试验是高超声速领域中的一种重要的地面试验手段。试验中厘米级的弹丸/弹托在10米级长度的管道中加速至极高的速度，出膛后通常采用气动力使弹托偏离预定弹道而被拦截器阻挡，仅使弹丸进入试验段开展测试。由于发射过程中弹丸的实际飞行姿态会受到管道内长距离加速、高压驱动下出膛、气动分离干扰等诸多因素的影响，因此基于计算流体力学发展相关的气动预测技术有助于指导试验方案设计，从而保证弹丸运动轨迹的准确性。针对发射问题中涉及的诸如空间尺度变化剧烈、接触-分离、超高速动态分离等数值仿真难点，采用基于非结构动网格技术和格心型有限体积方法发展的自适应间断装配求解器（ADFs），对非定常流场中的运动激波进行装配，通过二维算例对弹丸发射过程数值仿真进行了详细的原理性介绍。一方面，拓展了激波装配方法在工程问题中的应用；另一方面，针对弹道靶中超高速弹丸发射这类问题，建立了一套高效的数值模拟方法，实现了对弹丸从静止到加速、出膛、分离的全动态过程的精细流场刻画。

轴对称层流到湍流转捩区间速度和温度的振荡统计特性研究

张若凌, 乐嘉陵

2019, 33(2): 30-42. doi: 10.11729/syltlx20180117

摘要(194) HTML (82) PDF(6)

摘要:
热力学平衡系统连续相变的理论方法，被推广用来讨论圆管内轴对称层流到湍流转捩区间的流动和振荡特性。假设在转捩区间径向脉动速度与充分发展区的湍流在数值上完全相同，在每一个截面上转捩流动可以看成是充分发展区的层流和湍流的合成流动。湍流成分的合成比例作为序参数用来定义合成流动。引入合成比例的振荡后，运用最小熵产生准则得到一个可以描述转捩行为的方程。采用相同的处理方法讨论了加热圆管内转捩区间的对流传热特性。在圆管内的流动和对流传热允许相似和独立的转捩过程，在转捩区间宏观振荡同时具有随机性和确定性。最后与实验进行了对比，包括流动和传热实验得到的测量结果。

端部状态对斜置圆柱气动力分布的影响

马文勇, 汪冠亚, 郑熙, 陈铁, 李智, 张程远, 方平治

2019, 33(2): 43-50. doi: 10.11729/syltlx20180050

摘要(223) HTML (100) PDF(3)

摘要:
在有限长度圆柱气动力测试风洞试验中，端部状态的变化对气动力有很大影响。在雷诺数为6.43×10⁴时，通过刚性模型风洞测压试验对3种端部状态下的斜置圆柱气动力特性进行研究，基于平均风压系数沿斜置圆柱的轴向和周向分布规律，分析端部状态对斜置圆柱气动力测试结果的影响。结果表明：斜置圆柱表面风压沿轴向可分为近上游端部区、中间区和近下游端部区；由于马蹄涡的存在，在近上游端部区的背风面，风压沿轴向有一个突变，端部状态对马蹄涡强度有很大影响；在中间区，背风面风压沿轴向出现交替变化，可能是由于在近上游端部区形成的旋涡受到轴向流作用向中间区流动导致的，端部状态对交替风压变化的幅度和阻力系数有很大影响；当下游端部封闭时，近下游端部区的迎风面和背风面风压都会出现突变，且迎风面的突变幅度更大，下游端板对近下游端部区迎风面的风压分布影响更大。

高超声速圆锥边界层转捩纹影显示

陈苏宇, 常雨, 李强, 江涛, 张扣立

2019, 33(2): 51-56. doi: 10.11729/syltlx20180061

摘要(211) HTML (122) PDF(28)

摘要:
为发展高超声速边界层转捩的试验研究手段，在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）超高速空气动力研究所的FD-14激波风洞上开展了基于纹影显示技术的边界层转捩特性研究。试验模型为半锥角为7°的钝锥，头部钝度R_n有2.0和0.5mm两种。试验的名义马赫数为8和10，单位雷诺数变化范围为1.6×10⁷~4.4×10⁷m^-1，高速相机的拍摄帧频20kHz。纹影显示捕捉到了第二模态不稳定波和湍流斑的空间结构。对纹影图像的灰度分布进行了功率谱密度（PSD）分析，结果表明第二模态波长约为边界层厚度的2倍。对纹影图像序列的分析表明，湍流斑波前传播速度大于波尾，并且略大于边界层外缘速度。

基于双光场相机的高分辨率光场三维PIV技术

梅迪, 丁俊飞, 施圣贤

2019, 33(2): 57-65. doi: 10.11729/syltlx20180165

摘要(610) HTML (304) PDF(43)

摘要:
光场相机粒子图像测速（Light Field Particle Image Velocimetry，LF-PIV）是一种近几年新发展起来的流动测试手段，能够仅通过单个光场相机测量3D-3C瞬态速度场，简化了三维流场测量的实验复杂度，特别是能实现受限空间的三维速度场测量。然而这一技术尚存在一些不足：由于光场相机沿景深方向的空间分辨率较低，沿该方向的速度测量精度低于垂直于景深方向的测量精度。本文尝试从硬件角度入手，发展一种双光场相机流动测试技术，通过增大对示踪粒子的观察视角，来提高光场三维测量系统沿景深方向的空间分辨率。基于乘积代数迭代技术（Multiplicative Algebraic Reconstruction Technique，MART），开发了针对双光场相机的粒子三维重构算法。分别利用直接数值模拟（Direct Numerical Simulation，DNS）水射流的数字合成图像与低速水射流涡环的实验图像，将双光场相机的测量结果与单光场相机的测量结果进行对比分析研究。结果表明双光场相机与单光场相机相比显著提高了相机沿景深方向的测量精度。

基于单相机光场PIV的逆压湍流边界层测量

赵洲, 丁俊飞, 施圣贤

2019, 33(2): 66-71. doi: 10.11729/syltlx20180192

摘要(222) HTML (128) PDF(28)

摘要:
作为一种新兴的体三维粒子图像测速技术，光场单相机三维粒子图像测速技术（Single-Camera Light-Field Particle Image Velocimetry，LF-PIV）能够仅用单个相机获得三维速度场，其结果已在许多复杂三维流动测量中得到验证。LF-PIV的优势主要在于其紧凑简便的硬件设备以及对光学窗口较宽松的要求。应用LF-PIV技术对一个自相似的逆压湍流边界层（Adverse Pressure Gradient Turbulent Boundary Layer，APG-TBL）进行测量，该实验在澳大利亚莫纳什大学（Monash University）航空航天与燃烧湍流研究实验室（Laboratory for Turbulence Research in Aerospace and Combustion，LTRAC）水洞中完成。实验对远、近壁面测量所得到的各600组瞬态三维流场数据进行分析验证，并与相同工况下的2D-PIV实验结果对比，证明基于DRT-MART重构技术的LF-PIV能够进行基本的湍流边界层测量。

多孔压敏荧光粒子的制备与流场压力/速度测量的性能表征

谷丰, 彭迪, 温新, 刘应征

2019, 33(2): 72-78. doi: 10.11729/syltlx20180180

摘要(184) HTML (102) PDF(13)

摘要:
开发了一类微米级压敏荧光粒子。该粒子由表面多孔的空心二氧化硅（SiO₂）粒子与压敏荧光材料（PtTFPP和Ru（dpp））融合而成。通过浸染方法使压敏荧光分子附着于粒子上，形成多功能示踪粒子，从而将粒子图像速度场测量技术（Particle Image Velocimetry，PIV）与压敏漆（Pressure Sensitive Paint，PSP）技术相结合，发展了一种流场压力与速度同步测量的技术，为流体力学研究提供一种崭新的实验测量手段。利用PSP静态与动态标定系统，对压敏粒子的信号强度、压力敏感性与压力响应时间进行了测量，研究了不同粒径和不同材料对压敏粒子性能的影响。测量结果表明，制备的压敏粒子具有较好的压力敏感性，其压力响应时间区间为40~70μm，符合测量流场瞬态压力的需求。分析了粒子在流场中的跟随性能，其中2μm粒子松弛时间为7.5μs，有较好的跟随性能。

基于温敏漆的边界层转捩测量技术研究

黄辉, 熊健, 刘祥, 祝茂林, 李永红

2019, 33(2): 79-84. doi: 10.11729/syltlx20180144

摘要(187) HTML (136) PDF(21)

摘要:
以自然层流翼型RAE5243模型为研究对象，在0.6m跨超声速风洞进行温敏漆（Temperature Sensitive Paint，TSP）转捩测量技术研究，在Ma0.73和Ma0.75条件下开展了模型基本外形和鼓包外形的转捩测量试验。针对缺乏定量分析手段的问题，提出基于温度梯度的转捩位置自动判定算法，包括图像预处理、转捩点定位与筛选和转捩位置计算3个步骤。模型温度分布及转捩测量结果表明：重复性试验结果偏差较小，验证了转捩测量结果的可靠性；相同马赫数条件下，鼓包外形转捩位置相对基本外形向后缘移动；相同外形条件下，Ma0.75的转捩位置相对Ma0.73向后缘移动。TSP试验结果与CFD计算结果吻合较好，变化趋势一致，检验了数值模拟方法的有效性。

气动除冰类飞机结冰风洞试验适航审定技术

高郭池, 丁丽, 李保良, 王梓旭, 姜裕标

2019, 33(2): 85-94. doi: 10.11729/syltlx20180067

摘要(331) HTML (172) PDF(21)

摘要:
民用飞机为获得型号合格证，应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证，如何解读适航条款要求并制定有效的符合性验证流程，是进行适航合格审定的关键。本文以Y12F气动除冰飞机结冰风洞试验的实际工程为例，以相关结冰适航文件为基础，结合国际最新的飞机结冰研究成果，研究并总结了目标试验状态设定、设备选择、试验状态的等效转换、模型研制、风洞试验等适航审定要求和技术。构建的结冰风洞试验适航审定方法，有效地指导完成了Y12F飞机除冰系统的适航验证工作，完成中国民用航空局（CAAC）和美国联邦航空管理局（FAA）同时审查，为获得CAAC和FAA型号合格证奠定良好基础。

气动除冰飞机结冰风洞试验技术

高郭池, 李保良, 丁丽, 王梓旭, 倪章松

2019, 33(2): 95-101. doi: 10.11729/syltlx20180064

摘要(255) HTML (121) PDF(20)

摘要:
民用飞机为获得型号合格证，应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证，结冰风洞试验是获取临界冰形的有效途径。本文以Y12F飞机结冰风洞试验实际工程过程为例，总结与分析了气动除冰飞机结冰风洞试验的模型设计、气动除冰套模拟、试验状态转换、试验流程、冰形测量等关键技术，并给出代表性试验结果。试验结果表明：在典型最大结冰条件下，除冰套工作正常，除冰套循环工作期间正常除冰；除冰套工作间歇，机翼前缘结冰表现为前缘形成较为光滑、厚度约为5~6mm的冰帽，上翼面产生1道高度为3~4mm的冰脊，下翼面形成3道2~4mm的冰脊。

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2019年第33卷第2期

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