实验流体力学

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2020年第34卷第6期

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研究进展
基础研究及应用
实验设备及方法
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研究进展

航空发动机中冰晶结冰的研究进展

沈浩, 韩冰冰, 张丽芬

2020, 34(6): 1-7. doi: 10.11729/syltlx20190124

摘要(764) HTML (249) PDF(83)

摘要:
一般认为经过风扇压缩后空气温度高于冰点，压气机内不会发生结冰。然而近年来，国外研究者对若干起发动机推力损失故障的研究表明冰晶能够引起压气机内部结冰，并在试验室中再现了温度高于冰点时压气机内结冰这一现象。我国在航空发动机冰晶结冰研究方面刚刚起步，为准确掌握国内外研究现状，从数值和试验两方面对国内外已开展的压气机内结冰研究进行了分析与总结，讨论了当前冰晶结冰的主要研究成果和存在的局限，提出了开展冰晶结冰研究需重点关注的方向，为我国航空发动机冰晶摄入结冰研究和适航审定研究提供一定参考。

基础研究及应用

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

葛文兴, 桂丰, 袁化成, 何墨凡, 郭荣伟

2020, 34(6): 8-17. doi: 10.11729/syltlx20190142

摘要(254) HTML (129) PDF(15)

摘要:
在强几何约束条件下，对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计，并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究，给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示：降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能，避免喷管出现严重过膨胀；喷管保持出口高度不变时，随着侧向膨胀角的増大，其高马赫数气动性能较优，而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大，且存在一个最佳位置布局，使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920，模态转换过程流场平稳过渡，推力系数不低于0.918。

曲外锥乘波前体进气道流量测量及实验与仿真对比研究

贺旭照, 周正, 张俊韬, 贺元元, 吴颖川

2020, 34(6): 18-23. doi: 10.11729/syltlx20190095

摘要(253) HTML (133) PDF(10)

摘要:
流量捕获特性是高超声速进气道的重要特性。针对一体化曲外锥乘波前体进气道，开展了流量特性精细测量分析以及实验与仿真对比研究。采用节流实验系统，在来流马赫数3.0、3.5和4.0，迎角-4°至6°和不同进锥位置上，获得了该型前体进气道的流量特性，分析了流量测量均方根误差。开展了来流马赫数4.0、迎角-4°~6°条件下的实验与仿真对比研究。研究结果表明：一体化曲外锥乘波前体进气道构型具有良好的流动捕获能力，在来流马赫数3.5、4.0和6.0以及迎角0°条件下，流量系数分别为0.60、0.68和1.00；在节流实验系统充分壅塞的条件下，流量测量均方根误差在2%以内；仿真所获流量特性随迎角变化的线性度较好，和实验结果的吻合度较高。

捆绑式运载火箭跨声速气动阻尼特性试验研究

季辰, 吴彦森, 侯英昱, 朱剑, 刘文滨, 白葵, 刘子强

2020, 34(6): 24-31. doi: 10.11729/syltlx20200034

摘要(248) HTML (85) PDF(20)

摘要:
以某带助推的捆绑式运载火箭模型为研究对象，通过试验研究了该带助推的细长体弹性模型在不同马赫数和迎角下的一阶自由-自由弯曲气动阻尼特性和频率变化特性，并采用振型类似、频率降低的模型研究了减缩频率变化对气动阻尼的影响。试验马赫数范围0.70~1.05，试验迎角范围0°~10°。研究表明：迎角对火箭一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼和频率有影响，但规律并不明显；一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼受马赫数影响，并在马赫数0.90附近出现跨声速凹坑现象；一阶模态频率随马赫数增加呈下降趋势，但下降数值较小；减缩频率对气动阻尼有影响，在马赫数0.70~0.90范围内和马赫数1.00之后，气动阻尼随着减缩频率的增加而降低，在马赫数0.92~0.98范围内，气动阻尼随着减缩频率的增加而增加。

一种翼身融合布局飞行器的偏离特性分析

付军泉, 史志伟, 陈杰, 周梦贝, 吴大卫, 潘立军

2020, 34(6): 32-37. doi: 10.11729/syltlx20190110

摘要(512) HTML (251) PDF(32)

摘要:
为研究某翼身融合布局飞行器的偏离特性，在南京航空航天大学回流式低湍流度开口风洞中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘，利用横航向静稳定性判据、侧滑偏离判据、横向控制偏离参数以及Weissman组合判据进行分析，获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区域，并对飞机的尾旋敏感区进行了预测。同时，利用风洞虚拟飞行试验技术进行三自由度释放验证。结果表明：该翼身融合布局飞行器的横向静稳定性较差，在很小的迎角下就可能出现非指令滚转运动，这也是造成偏离发散的主要原因；而虚拟飞行试验对偏离现象有较好的复现，与通过稳定性判据得到的偏离特性具有较好的对应关系，验证了虚拟飞行试验在偏离特性研究上的可靠性。

具有阻力风杯结构的垂直轴风力机启动特性试验研究

白悦荻, 佟国强, 姜禹, 李岩, 冯放, 赵斌

2020, 34(6): 38-44, 65. doi: 10.11729/syltlx20190105

摘要(170) HTML (89) PDF(12)

摘要:
为改善直线翼垂直轴风力机（SB-VAWT）的启动特性，在两叶片SB-VAWT内部安装了阻力风杯结构。为探明阻力风杯结构对两叶片SB-VAWT风力机静态启动特性的影响规律，对具有阻力风杯结构的垂直轴风力机（DS-VAWT）和两叶片SB-VAWT进行了转矩测量风洞试验和PIV可视化试验。结果表明：阻力风杯结构对SB-VAWT的风轮内部气流流动规律产生了显著影响。在一些方位角下，阻力风杯结构对SB-VAWT升力叶片尾部的流动分离现象改善明显，旋涡减弱，降低了能量损耗；在一个旋转周期中，阻力风杯结构的存在也产生了作用于风轮转轴的扭矩，因此具有阻力风杯结构的垂直轴风力机的静态启动力矩要高于无阻力风杯结构的情况。

T型尾翼飞机抖振试飞研究

高文涛, 张武林, 寇宝智

2020, 34(6): 45-51. doi: 10.11729/syltlx20200040

摘要(425) HTML (232) PDF(41)

摘要:
介绍了飞机抖振的形成机理及抖振试飞的研究进展、常用的几种抖振试飞方法及其优缺点，并对收敛转弯试飞方法的选取进行了理论分析。飞行试验采取减速法、收敛转弯法等试飞方法，在平尾及飞行员座椅地板处加装振动加速度传感器，得到在低、中、高3个高度剖面上飞机的抖振响应。对抖振响应数据进行均方根分析及谱分析，得到平尾和飞行员座椅地板的抖振响应。分析发现：平尾尖部后缘的抖振响应最为剧烈；平尾抖振响应随马赫数和迎角的增大而增大；平尾的抖振响应集中在平尾对称一阶弯曲、机翼对称二阶弯曲、平尾反对称二阶弯曲模态频率附近；飞行员座椅处的抖振响应集中在平尾对称一阶弯曲模态频率附近；飞机的抖振响应会影响飞行员的舒适性；应综合考虑飞行员座椅地板处和飞机翼面结构的振动响应来确定抖振边界。

管道效应对进气道试验湍流度测量的影响研究

徐彬彬, 巫朝君, 王学

2020, 34(6): 52-58. doi: 10.11729/syltlx20190118

摘要(202) HTML (82) PDF(21)

摘要:
进气道风洞试验中，湍流度由动态压力计算得到，动态压力的测量是否精确与动态压力传感器前方导压通道的管道效应相关。基于管道内流体动力学耗散模型，研究了导压通道对动态压力和湍流度的影响，并通过进气道风洞试验进行了验证。研究结果表明：进气道风洞试验中导压通道的管道效应对湍流度的影响较明显，管道效应会放大动态压力的脉动幅值，导致测量湍流度大于真实湍流度。为了减小管道效应对湍流度的影响，进气道试验中应避免使用导压的方式进行动态压力的测量。如果不可避免地存在导压通道时，在导压通道长度大于5 mm时，须考虑管道效应对湍流度测量的影响，并进行相应的修正。

地铁车站屏蔽门风压特性试验研究

曾令伟, 易富民, 王汉封, 黎良桥

2020, 34(6): 59-65. doi: 10.11729/syltlx20190149

摘要(448) HTML (220) PDF(32)

摘要:
针对A⁺型标准地铁列车模型（缩尺比1：20），通过动模型弹射试验研究了地铁列车过隧道、过站台、跟随工况下的隧道内风压、屏蔽门风压分布与变化规律。研究发现：过隧道工况下，列车经过区间泄压井时，会产生与列车进入隧道时类似的压力波，但风压极值略小。过站台工况下，受前方传来的压力波影响，屏蔽门风压出现一极大值；列车通过站台时，屏蔽门风压出现另一极大值，并在车头经过后立刻达到极小值。这些极值风压决定了屏蔽门的强度设计标准。跟随工况下，当前后方列车尚有一定距离时，屏蔽门受压力波影响而出现风压极值，随后压力略为减小并持续一段时间，这一侧向压力是导致屏蔽门无法正常开闭的主要原因。

基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

武宁, 唐鑫, 段卓毅, 张彦军

2020, 34(6): 66-70. doi: 10.11729/syltlx20190085

摘要(166) HTML (106) PDF(11)

摘要:
为验证某层流机翼的设计，在荷兰DNW-HST风洞开展了高速风洞试验，采用TSP方法对机翼表面边界层转捩位置进行了测量。试验结果表明：TSP方法用于探测自然层流机翼表面转捩位置非常有效，显示结果中层流和湍流区域明显，转捩边界清晰易辨。同时发现，试验对机翼表面光洁度要求很高，试验结果对机翼表面污染非常敏感，高雷诺数下，受机翼前缘污染影响，试验效果不佳。

实验设备及方法

连续式跨声速风洞压力损失计算研究

李庆利, 孟凡民, 李兴龙, 张刃, 崔晓春

2020, 34(6): 71-78. doi: 10.11729/syltlx20190139

摘要(285) HTML (146) PDF(29)

摘要:
为满足未来先进航空航天型号的发展需求，我国逐步展开了大型跨声速风洞建设工作；由于过去从未开展过大型连续式跨声速风洞建设，建设经验较为有限。连续式风洞压力损失估算及各部段气动参数计算是风洞结构、测控系统和动力系统设计的输入条件；压力损失估算结果的准确性，直接影响了风洞动力系统设计的难度。本文结合经典的压力损失计算方法，针对损失的关键部位，结合CFD数值模拟及缩比部段试验结果进行全面的分析，给出了特殊部段尤其是试验段的损失系数，并通过多次迭代计算的方式，给出了各部段气动性能。最后，将风洞压力损失估算值与某0.6 m量级连续式跨声速风洞试验结果进行对比，估算偏差在7.5%以内。

应用于激波风洞的半导体应变天平技术研究

黄军, 邱华诚, 刘施然, 赵荣娟, 吕治国, 杨彦广

2020, 34(6): 79-85. doi: 10.11729/syltlx20190122

摘要(185) HTML (142) PDF(17)

摘要:
对于有效试验时间仅有十至几十毫秒的激波风洞，常规应变天平和压电天平无法满足高精度气动力测量要求。半导体应变计的应变灵敏度远大于常用的金属电阻应变计，但其温度系数比金属电阻应变计高出2个数量级。针对此问题，设计了温度自补偿的半导体应变计并应用于等强度梁试验，结果表明：温度自补偿能够有效改善半导体应变计的温度效应，可将温度漂移降低至0.2% FS。在此基础上，设计了一杆高频响六分量半导体应变天平，通过天平、支杆一体化等设计，将测力试验系统的一阶固有频率提升至100 Hz以上。天平静态校准结果表明：该天平的综合加载误差达到国军标合格指标，综合加载重复性达到国军标先进指标。激波风洞B-2标模测力验证试验结果表明：在有效试验时间内，该天平可获得一个周期以上的输出信号，风洞试验结果与气动手册参考值、CFD计算值吻合较好。

原子层热电堆热流传感器研制及其性能测试

杨凯, 朱涛, 王雄, 陶伯万, 朱新新, 王辉, 杨庆涛

2020, 34(6): 86-91. doi: 10.11729/syltlx20190148

摘要(576) HTML (178) PDF(79)

摘要:
针对高超声速风洞试验中对高频热流脉动的测试需求，研制了一种基于横向热电效应的原子层热电堆（Atomic Layer Thermopile，ALTP）热流传感器。利用弧光灯热流传感器标定系统对其进行静态标定，获得ALTP热流传感器的灵敏度系数约为8.24 μV/（kW·m^-2），优于国外同尺寸敏感元件的ALTP热流传感器6.90 μV/（kW·m^-2）的灵敏度系数；利用激波风洞试验，并通过与薄膜热电阻热流传感器对比，初步获得ALTP热流传感器的响应时间上限，响应时间小于0.20 μs。