实验流体力学

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2023 年 4 期目录

2023, 37(4)

摘要(9) PDF(5)

摘要:

振荡射流研究进展

吴梦维, 徐敏义, 米建春

2023, 37(4): 1-17. doi: 10.11729/syltlx20230022

摘要(34) HTML(5) PDF(17)

摘要:

振荡射流可有效增强喷射流体与周围流体的相互作用，在能源、化工、航空航天、精密制造等领域有着重要应用价值，受到国内外学者广泛关注。为更好地了解振荡射流发展现状及未来发展趋势，本文对微射流、机械式、反馈式、钝体–V形喷嘴、冲击V形板、腔体自激拍打、薄膜自激拍打等7种激励方式的振荡射流进行了全面归纳与分类，对比分析了不同激励方式的原理及其产生的振荡射流特性，指出了振荡射流技术存在的问题及工业应用的局限性，预测了其发展前景并给出了发展建议。

贴壁二维方柱绕流对壁面摩擦应力的影响

张之豪, 傅奇星, 王庆洋, 徐胜金

2023, 37(4): 18-28. doi: 10.11729/syltlx20230035

摘要(70) HTML(26) PDF(44)

摘要:
利用TR–PIV与平行双丝热线，对平板边界层内的贴壁二维方柱绕流流场和壁面摩擦应力的关联进行了实验研究。主要关注方柱下游大尺度流动结构的运动对近壁面流向平均速度零点处摩擦应力的影响（基于方柱宽度与来流风速定义的雷诺数固定为1.1 × 10⁴）。研究表明，贴壁二维方柱绕流产生了2种典型的流动结构：一为向壁面靠近并接触壁面的近壁流动结构，本文称“I涡”；一为平行壁面沿流向运动的流动结构，本文称“Ⅱ涡”。Ⅰ涡、Ⅱ涡的出现改变了壁面附近流动速度的大小和方向，影响了测点壁面摩擦应力：增大了流向速度梯度，导致摩擦应力陡增；减小了流向速度梯度，导致摩擦应力锐减；改变了摩擦应力方向。本文研究结果可为理解表面冲蚀、污染物聚集、近壁面湍流耗散等问题的机理提供参考。

旋翼动态失速与反流流动控制研究进展

李国强, 赵鑫海, 易仕和, 宋奎辉, 赵光银

2023, 37(4): 29-47. doi: 10.11729/syltlx20230054

摘要(57) HTML(20) PDF(26)

摘要:
直升机在大载荷高速前飞时，旋翼桨叶桨距变化较大，易发生动态失速；后行桨叶内段旋转线速度较低，在来流叠加下形成反流区，导致桨叶气动效率降低，由此产生的桨叶疲劳失效和升力下降问题阻碍直升机性能的进一步提升。流动控制方法在改善翼型气动特性方面具有较大潜能，是提升旋翼气动效率、保障直升机安全的有效路径之一。本文阐述了旋翼反流区和动态失速的形成机理及非定常流动特征，综述了2种特殊气动现象的研究成果。对比分析了优化翼型几何构型、添加表面机械结构、吹气控制、等离子体控制、合成射流控制和后缘小翼控制等流动控制方法对旋翼动态失速及反流控制的机理，总结了控制参数和流场参数对控制效果的影响规律，分析了各种方法在应用中存在的问题，对发展方向进行了展望。

微型涡流发生器影响下的湍流边界层流场与摩阻特性

张奕, 潘翀, 窦建宇, 张淼

2023, 37(4): 48-58. doi: 10.11729/syltlx20230027

摘要(25) HTML(2) PDF(10)

摘要:
在中等雷诺数平板湍流边界层中，利用体视粒子图像测速技术与免标定双层热膜摩阻传感器，测量了单排楔形微型涡流发生器阵列下游的速度场与摩阻，以研究微型涡流发生器对湍流统计量和摩阻特性的影响。速度场测量结果表明：微型涡流发生器诱导下游湍流边界层内产生时均流向涡对和时均流向速度亏损区，导致流向脉动速度的展向预乘能谱出现第二外区峰值。速度场本征正交分解的结果表明：微型涡流发生器诱导产生的流动结构与湍流边界层内的大、超大尺度结构的能量贡献相当，并影响了近壁含能结构的空间分布。摩阻测量实验表明：具有较高高度、展向排列更密集的微型涡流发生器阵列的减摩阻率更高，减摩阻效果可持续至下游80倍自身特征高度处。

等离子体电磁干扰下圆柱绕流壁面压力信号AI实时降噪

陈杰, 宗豪华, 宋慧敏, 梁华, 刘诗敏, 方子淇

2023, 37(4): 59-65. doi: 10.11729/syltlx20230030

摘要(13) HTML(5) PDF(6)

摘要:
面向闭环主动流动控制的可靠传感需求，提出采用人工神经网络模型对不同等离子体电磁干扰下受污染流场信号进行实时降噪处理。以安装在圆柱表面的动态压力传感器为研究对象，分别采集了正弦交流介质阻挡放电(AC–DBD)的“稠密峰”型干扰信号和纳秒脉冲介质阻挡放电(NS–DBD)的“稀疏突刺”型干扰信号，对人工合成含干扰的流场压力数据进行了监督学习训练，并对模型的泛化能力进行了测试验证。结果表明：基于人工神经网络模型的实时降噪方法可以有效抑制等离子体激励带来的电磁干扰影响，还原真实的压力信号，且对AC–DBD“稠密峰”型干扰信号的降噪效果更好，降噪后信号波形平滑，与真实信号拟合度高；将模型用于真实的流场压力测量中，通过对比降噪后信号与真实信号均值，验证了降噪神经网络的信号还原精度。

基于仿生尼龙丝的圆柱绕流被动控制

陈文礼, 林隆瀚, 邓质, 高东来

2023, 37(4): 66-75. doi: 10.11729/syltlx20230019

摘要(47) HTML(14) PDF(10)

摘要:
通过风洞实验研究了鸟类羽毛仿生尼龙丝对圆柱绕流场的控制效果及机理。仿生尼龙丝布置于圆柱的前驻点，雷诺数为2.67 × 10⁴，特征变量为尼龙丝长度与圆柱直径之比L/D。采用表面压力测量系统获取圆柱表面压力系数以分析圆柱周围的空气动力。利用高速粒子图像测速（PIV）系统获取圆柱的二维流场信息，并将获取的信息进行本征正交分解（POD），得到流场瞬时特性和时均特性。实验结果表明：L/D < 0.6时，由尼龙丝诱导产生的旋涡无法到达尾流场，此时尼龙丝的控制效果受到限制；L/D > 1.0时，尼龙丝可以显著降低圆柱尾流场的湍动能和雷诺应力，并抑制圆柱的升力系数和阻力系数；当L/D足够大时，尼龙丝可以抑制剪切层之间的相互接触，从而改变圆柱的卡门涡街旋涡脱落模式。

基于合成双射流的襟翼舵效增强技术研究

张鉴源, 罗振兵, 彭文强, 梁睿琦, 邓雄, 王万波, 赵志杰, 刘杰夫

2023, 37(4): 76-86. doi: 10.11729/syltlx20230046

摘要(19) HTML(2) PDF(13)

摘要:
飞机在起降和大机动过程中，襟翼偏角过大会导致襟翼上方出现流动分离，从而使舵面效率降低甚至失效。为有效解决舵效问题，提出了一种基于合成双射流的襟翼舵效增强技术，针对无缝襟翼，探究了合成双射流不同控制参数对升力、舵效的影响规律。研究结果表明：合成双射流能在襟翼表面形成周期性涡结构，增强边界层底部低速流体与主流的动量交换，提高边界层抗逆压梯度的能力；襟翼处合成双射流可有效提高升力、增强舵效；当合成双射流无量纲驱动频率为3.89、动量系数为3.01 × 10^–3时，舵效增强效果最好。此外，还设计、制作了合成双射流激励器与机翼一体化模型，并开展了飞行试验，可实现的滚转角速度达15.69 (°)/s，验证了合成双射流增强舵效的可行性和有效性。

合成射流激励器能量转换效率的参数影响规律及优化研究

王雷, 李哲, 冯立好

2023, 37(4): 87-95. doi: 10.11729/syltlx20230039

摘要(30) HTML(2) PDF(16)

摘要:
压电式合成射流激励器具有无气源、射流速度高、响应快等特点，在流动控制领域应用广泛。射流出口速度峰值和能量转换效率是衡量压电式合成射流激励器性能的重要指标。在获得较高出口速度时，现有压电式合成射流激励器能量转换效率偏低。为提高压电式合成射流激励器性能，利用热线风速仪和功率计测量了其出口速度和功率，研究了出口长度、出口深度、腔体高度和陶瓷片厚度等参数对其性能的影响规律。研究发现：不同参数下，压电式合成射流激励器出口速度峰值随平均功率变化的趋势相似。通过对压电式合成射流激励器构型进行优化设计，提高了射流出口速度峰值，提升了能量转换效率（最大提升了233.3%），有效降低了能耗。

双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

李琳恺, 黄紫, 顾蕴松, 彭振钧, 张宗源, 雷雨

2023, 37(4): 96-104. doi: 10.11729/syltlx20230042

摘要(25) HTML(3) PDF(14)

摘要:
为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用，提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机，通过风洞半自由飞及模型自由飞实验，验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性；同时，依靠飞行测控系统和机载压力测量系统，实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量，可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明：在60°迎角下，双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置，产生偏航力矩，实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中，该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出，可控尾旋角速度达到173 (°)/s；依靠该技术，验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控，由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。

仿生学覆羽厚度对机翼失速控制效果的实验研究

黄逸军, 巩绪安, 马兴宇, 姜楠

2023, 37(4): 105-115. doi: 10.11729/syltlx20230028

摘要(18) HTML(3) PDF(12)

摘要:
受鸟类翼面覆羽结构特点的启发，在前期仿生流动控制工作基础上，本文设计了不同厚度的柔性锯齿型人工覆羽，将其分别安装于NACA0018平直机翼上翼面不同弦长位置，通过实验考察大迎角条件下流动分离控制效果。实验在天津大学低湍流度风洞进行，采用坐标架对机翼尾流区进行扫掠测量，使用热线风速仪获取尾流区的平均速度和脉动速度信息，并使用高速相机拍摄人工覆羽的运动情况。通过平均速度分布、脉动速度均方根曲线、功率谱密度、小波能谱和小波等值云图等对不同厚度覆羽的流动分离控制效果进行对比分析。实验结果表明，对于小厚度覆羽：安装在机翼前缘附近时，能有效减小前缘剪切层和机翼上表面之间的距离，这是由于覆羽自适应振动促进了低频大尺度相干结构向高频小尺度相干结构的转化；安装在机翼尾缘附近时，机翼周围流场无明显变化。相反，对于大厚度覆羽，覆羽阻碍分离回流区沿机翼表面向前缘发展，在靠近机翼尾缘时，流动分离控制效果较好。此外，本文还结合粒子图像测速技术绘制了覆羽的运动情况和周围流场流动示意图，验证了不同工况下人工覆羽的流动分离控制效果，对比分析了不同厚度覆羽实现流动分离控制的机理。

振荡射流控制方法在无舵面飞行控制中的应用

仇梓豪, 李子焱, 周楷文, 王士奇, 刘应征, 温新

2023, 37(4): 116-125. doi: 10.11729/syltlx20230045

摘要(22) HTML(1) PDF(10)

摘要:
利用射流主动流动控制方法，飞行器无舵面飞行控制技术取消了传统的机械舵面，具有附加重量小、控制性能优异等优点，适合隐形设计。本文针对现有定常射流控制方法控制效率较低、耗气量大等问题，介绍了振荡射流在无舵面飞行控制中的应用，概述了2项无舵面飞行控制技术——环量控制技术和流体推力矢量技术——的研究现状，讨论了振荡射流在扩大控制区域、增强掺混和频率调节方面的机理和优势。从环量控制和流体推力矢量2个角度出发，详细介绍了振荡射流在无舵面飞行控制中的应用机理和优异表现。

基于Coanda脉冲射流的D型体主动减阻控制研究

张世雄, 白宏磊

2023, 37(4): 126-136. doi: 10.11729/syltlx20230053

摘要(48) HTML(45) PDF(25)

摘要:
D型体是典型钝体之一，其尾缘分离流动及近尾流流动结构与其受到的气动阻力密切相关。本文结合Coanda脉冲射流及遗传算法，对D型体绕流进行主动减阻控制。实验在直流风洞中进行，基于来流速度和D型体高度H的雷诺数为1.8 × 10⁴；Coanda脉冲射流布置于D型体背部上下两侧，控制参数包括射流的驱动压力、频率和占空比，以及背部上下侧射流相位差。遗传算法的目标函数为D型体时均背压，间接反映D型体所受气动阻力。研究结果表明：遗传算法能够帮助确定Coanda脉冲射流的最优控制参数组合（射流驱动压力为1.94 atm，无量纲射流频率为0.27，射流占空比为37%，上下侧射流相位差为136°），使D型体时均背压提升达61%（对应的减阻率约为23%），对应45%的控制效率；在最优控制参数下，D型体近尾流交替脱落的大尺度旋涡被破坏，脱落频率和相位差被改变。

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2023年第37卷第4期

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