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薄膜热电阻热流传感器的对比标定结果及分析
杨凯, 刘济春, 陈苏宇, 朱新新, 王辉
, doi: 10.11729/syltlx20210129
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。
吸气式飞行器连续变马赫数风洞试验技术
周健, 张江, 陈强, 魏巍, 刘磊, 钱丹丹
, doi: 10.11729/syltlx20210189
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。
基于PIV技术的高速空腔流动演化特性研究
吴继飞, 周方奇, 徐来武, 杨可, 梁锦敏
, 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。
基于曲面样条插值的压力敏感涂料测压数据修正方法
荆志伟, 王立波, 唐矗
, doi: 10.11729/syltlx20220027
摘要(14) HTML(7) PDF(0)
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。
7°尖锥高超声速边界层脉动压力实验研究
陈久芬, 徐洋, 许晓斌, 邹琼芬, 凌岗, 张毅锋
, doi: 10.11729/syltlx20210054
摘要(20) HTML(9) PDF(4)
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。
真空管道磁浮交通车体热压载荷分布特征及其非定常特性
胡啸, 马天昊, 王潇飞, 邓自刚, 张继旺, 张卫华
, doi: 10.11729/syltlx20220084
摘要(13) HTML(7) PDF(0)
摘要:
基于SST \begin{document}$ k - \omega $\end{document}湍流模型和IDDES方法,采用三维数值模型对时速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,并且利用跨声速风洞凸块试验数据验证了数值方法的准确性。同时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由于悬浮架腔体的截面突变变得复杂,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,同时热量会在列车底部聚集,尾车下洗气流和上洗气流相互作用差异导致了雍塞/非雍塞工况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,雍塞工况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计过程。 基于SST $ k - \omega $湍流模型和IDDES方法,采用三维数值模型对时速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,并且利用跨声速风洞凸块试验数据验证了数值方法的准确性。同时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由于悬浮架腔体的截面突变变得复杂,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,同时热量会在列车底部聚集,尾车下洗气流和上洗气流相互作用差异导致了雍塞/非雍塞工况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,雍塞工况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计过程。
升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验
陈久芬, 徐洋, 蒋万秋, 凌岗, 段茂昌, 张毅锋
, doi: 10.11729/syltlx20220030
摘要(11) HTML(10) PDF(10)
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。
Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
李震乾, 石义雷, 梁杰, 陈爱国, 皮兴才, 龙正义, 杨彦广
, doi: 10.11729/syltlx20220045
摘要(11) HTML(6) PDF(0)
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。
液滴撞击倾斜表面铺展研究
鲁杰, 李亚磊, 徐龙, 郝继光
, doi: 10.11729/syltlx20220012
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。
马赫数3超声速来流湍流度对平板模型边界层转捩影响的试验研究
李猛, 赵慧勇, 袁强, 陈力, 母金河
, doi: 10.11729/syltlx20220087
摘要(14) HTML(7) PDF(5)
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。
RP3航空煤油斜爆轰发动机试验研究
韩信, 张文硕, 张子健, 苑朝凯, 韩桂来, 刘云峰
, doi: 10.11729/syltlx20220090
摘要(465) PDF(15)
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。
超疏水电热复合表面防冰机理与特性实验研究
刘欣乐, 李文丰, 许德辰, 蔡晋生
, doi: 10.11729/syltlx20220062
摘要(27) HTML(11) PDF(2)
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。
PLIF研究腔室宽高比对十字型混合器流动与混合影响
杨欢, 张巍, 黎湘霖, 李挺, 阮略, 李伟锋, 刘海峰, 王辅臣
, doi: 10.11729/syltlx20220038
摘要(20) HTML(6) PDF(5)
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rr=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rr=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。
基于多模态融合的结冰风洞云雾参数辨识方法
谢腾, 熊浩, 彭博, 易贤
, doi: 10.11729/syltlx20220077
摘要(24) HTML(8) PDF(3)
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。
轴流压缩机低雷诺数气动性能试验研究
雷鹏飞, 周恩民, 胡运华
, doi: 10.11729/syltlx20220026
摘要(21) HTML(6) PDF(3)
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。
双垂直楔交叉激波与转捩边界层干扰
易淼荣, 张若凌, 岳茂雄, 李莉, 任虎, 赵慧勇
, doi: 10.11729/syltlx20220050
摘要(31) HTML(11) PDF(3)
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。
Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评
朱涛, 杨凯, 朱新新, 徐洋, 王辉
, doi: 10.11729/syltlx20220029
摘要(58) HTML(16) PDF(12)
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。
旋转流体多边形自由表面形成机制研究
李唯一, 王涛, 张先念, 李雪琴, 孙振生
, doi: 10.11729/syltlx20220074
摘要(25) HTML(19) PDF(3)
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。
4.5 m × 3.5 m低速风洞动导数试验技术研究
陈昊, 卜忱, 谭浩, 牟伟强, 王延灵, 沈彦杰, 冯帅
, doi: 10.11729/syltlx20210131
摘要(31) HTML(19) PDF(3)
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。
高速列车车顶–升力翼组合体气动特性
高建勇, 张军, 倪章松, 周鹏, 朱彦, 王成强, 高广军
, doi: 10.11729/syltlx20220053
摘要(52) HTML(19) PDF(2)
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。本文采用计算流体力学方法和kε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,进而研究了升力翼飞高、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%;来流速度增大至90 m/s以上时,升力翼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。本文采用计算流体力学方法和kε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,进而研究了升力翼飞高、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%;来流速度增大至90 m/s以上时,升力翼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。
基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制研究
方必红, 李明, 黄丹平
, doi: 10.11729/syltlx20220068
摘要(24) HTML(15) PDF(4)
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。
低速风洞进气道连续扫描试验方法研究
徐彬彬, 刘庭申, 巫朝君, 孙福振, 王学, 陈袁
, doi: 10.11729/syltlx20220032
摘要(37) HTML(17) PDF(7)
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。
基于总温探针的高精度总焓测量方法优化研究
朱新新, 隆永胜, 赵顺洪, 杨远剑, 李泽禹, 赵文峰
, doi: 10.11729/syltlx20210149
摘要(45) HTML(9) PDF(7)
摘要:
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%。
基于稀土Dy离子荧光强度比的温度测试技术
张粟, 庞然, 姜丽宏, 李达, 李成宇, 张洪杰
, doi: 10.11729/syltlx20210176
摘要(45) HTML(21) PDF(2)
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(4F9/26H15/24I15/26H15/2)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(4F9/26H15/24I15/26H15/2)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。
机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
张泽宇, 李栋, 周金鑫, 梁勇, 耿子海
, doi: 10.11729/syltlx20210116
摘要(46) HTML(21) PDF(8)
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。
冰层中Lamb波传播特性的数值模拟和实验研究
张鸿健, 张晏鑫, 熊建军, 赵照, 冉林, 易贤
, doi: 10.11729/syltlx20210170
摘要(52) HTML(29) PDF(3)
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。
基于闪光红外热波探测的积冰界线识别算法研究
勾一, 李清英, 刘森云
, doi: 10.11729/syltlx20220017
摘要(80) HTML(38) PDF(6)
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。
低温风洞极低露点原位在线测量技术研究
王斌, 许振宇, 张文清, 阚瑞峰, 盖文
, doi: 10.11729/syltlx20210062
摘要(89) HTML(36) PDF(6)
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。
高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验
钟俊, 林敬周, 解福田, 赵健
, doi: 10.11729/syltlx20210194
摘要(143) HTML(64) PDF(12)
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。
仿生鲨鱼皮复合微纳减风阻结构的仿真与制备
徐征, 刘日, 王天昊, 迟振东, 王作斌, 李理
, doi: 10.11729/syltlx20220002
摘要(251) HTML(97) PDF(26)
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%。
基于双加权POD的建筑物风压场重构
张昊, 杨雄伟, 李明水
, doi: 10.11729/syltlx20210146
摘要(52) HTML(53) PDF(5)
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。
横向射流动态流场特征的高帧频实验研究
王震, 王雅瑶, 刘训臣
, doi: 10.11729/syltlx20210077
摘要(112) HTML(41) PDF(17)
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。
高精度六分量微量滚转力矩气浮天平研制
张璜炜, 向光伟, 吕彬彬, 汪多炜, 余立
, doi: 10.11729/syltlx20210182
摘要(114) HTML(36) PDF(9)
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。
小阻尼模态颤振临界风速的简明判定方法
唐建平, 何俊, 王学, 黄霞, 徐彬彬, 金玲
, doi: 10.11729/syltlx20210071
摘要(100) HTML(35) PDF(4)
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。
侧壁约束效应对三维方腔自持振荡和噪声辐射影响的实验研究
王超, 岳廷瑞, 万振华, 孙德军
, doi: 10.11729/syltlx20210050
摘要(188) HTML(76) PDF(15)
摘要:
实验研究了侧壁约束效应对三维方腔流动结构和噪声辐射特性的影响,固定方腔长深比为2∶1,使用麦克风阵列测量了方腔宽长比从0.1变化至0.5过程中流致噪声在不同指向性下的强度变化规律,并使用脉动压力传感器测量了不同宽长比方腔内部壁面压力分布,同时采用TR-PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)测量了方腔内流动结构的发展。实验结果表明:对于宽长比为0.5的方腔,当来流马赫数大于0.03时,方腔流动开始出现振荡并向上游辐射噪声;当来流马赫数增大至0.20时,方腔流动发展为对应Rossiter三阶模态的自持振荡,并辐射出尖频噪声。减小方腔宽度,当宽长比小于0.3时,方腔流动的自持振荡和尖频噪声被大幅度抑制甚至消除,马赫数0.20和0.25时,方腔上游总声压级能够降低3 dB以上。通过对比壁面压力分布和PIV流场测量结果,发现减小方腔宽长比时,方腔内主回流涡向上游移动,涡强度降低,使得方腔的流动反馈不足以形成自持振荡,从而降低了辐射噪声。 实验研究了侧壁约束效应对三维方腔流动结构和噪声辐射特性的影响,固定方腔长深比为2∶1,使用麦克风阵列测量了方腔宽长比从0.1变化至0.5过程中流致噪声在不同指向性下的强度变化规律,并使用脉动压力传感器测量了不同宽长比方腔内部壁面压力分布,同时采用TR-PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)测量了方腔内流动结构的发展。实验结果表明:对于宽长比为0.5的方腔,当来流马赫数大于0.03时,方腔流动开始出现振荡并向上游辐射噪声;当来流马赫数增大至0.20时,方腔流动发展为对应Rossiter三阶模态的自持振荡,并辐射出尖频噪声。减小方腔宽度,当宽长比小于0.3时,方腔流动的自持振荡和尖频噪声被大幅度抑制甚至消除,马赫数0.20和0.25时,方腔上游总声压级能够降低3 dB以上。通过对比壁面压力分布和PIV流场测量结果,发现减小方腔宽长比时,方腔内主回流涡向上游移动,涡强度降低,使得方腔的流动反馈不足以形成自持振荡,从而降低了辐射噪声。
旋流式气泡雾化喷嘴喷雾特性实验研究
赵芳, 徐兵兵, 符澄, 王越, 张海洋
, doi: 10.11729/syltlx20210026
摘要(189) HTML(49) PDF(16)
摘要:
与常规压力雾化、气动雾化相比,气泡雾化具有高效、经济和环保等优点。针对一种可变喷头旋流式气泡雾化喷嘴进行了实验研究,探讨了工作参数、喷嘴孔型、切割丝网目数(孔径)等因素对喷嘴流量、喷雾特性的影响规律。研究结果表明:不同孔型喷嘴的流量特性趋势基本一致;相同工作压力下,气液比不同会导致喷嘴流量的变化;安装切割丝网基本不影响喷嘴的流量特性趋势,但在相同工况下会造成喷嘴流量减小3%~7%,且丝网孔径越小,减小幅度越大;喷雾液滴粒径分布呈单峰形式,且随着工作压力或气液比的增大,喷雾液滴中位粒径会有不同程度的减小;相同喷雾能耗下,异形(方形、椭圆形)喷孔更有助于提高喷雾性能;丝网有利于提高喷嘴雾化性能,但需综合考虑喷嘴孔型、工作压力等因素选择丝网孔径;此外,安装切割丝网会在一定程度上降低喷雾主流轴向速度。 与常规压力雾化、气动雾化相比,气泡雾化具有高效、经济和环保等优点。针对一种可变喷头旋流式气泡雾化喷嘴进行了实验研究,探讨了工作参数、喷嘴孔型、切割丝网目数(孔径)等因素对喷嘴流量、喷雾特性的影响规律。研究结果表明:不同孔型喷嘴的流量特性趋势基本一致;相同工作压力下,气液比不同会导致喷嘴流量的变化;安装切割丝网基本不影响喷嘴的流量特性趋势,但在相同工况下会造成喷嘴流量减小3%~7%,且丝网孔径越小,减小幅度越大;喷雾液滴粒径分布呈单峰形式,且随着工作压力或气液比的增大,喷雾液滴中位粒径会有不同程度的减小;相同喷雾能耗下,异形(方形、椭圆形)喷孔更有助于提高喷雾性能;丝网有利于提高喷嘴雾化性能,但需综合考虑喷嘴孔型、工作压力等因素选择丝网孔径;此外,安装切割丝网会在一定程度上降低喷雾主流轴向速度。
生物多糖溶液喷射减阻实验研究
孟凡哲, 秦丽萍, 谢络, 时朋飞, 胡海豹
, doi: 10.11729/syltlx20210089
摘要(1875) HTML(73) PDF(19)
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。
水卡量热计的流热耦合模拟研究及试验分析
朱新新, 李泽禹, 赵文峰, 王辉, 杨凯, 杨庆涛
, doi: 10.11729/syltlx20210011
摘要(336) HTML(53) PDF(8)
摘要:
研制了一种包含球冠测热体和热防护罩的球头水卡量热计,建立了球冠测热体与测试水的流热耦合模型,基于该模型和热流标定试验分析了水道内水温分布特点及其对热流测量的影响。结果表明:水道内测试水离受热面越近,水温越高,且沿水道径向的温度梯度越大;测试水质量流率越小,沿水道轴向和径向的温度梯度越大,热流计算结果因水温测点位置不同的差异就越大。设计水卡时应使热电偶尽可能远离受热面且靠近水道中轴线;使用前需进行热流标定,确定合适的测试水质量流率范围,获得准确的修正系数。试验结果表明,该球头水卡量热计能够应用于长时间、高精度、多状态的驻点热流测量。 研制了一种包含球冠测热体和热防护罩的球头水卡量热计,建立了球冠测热体与测试水的流热耦合模型,基于该模型和热流标定试验分析了水道内水温分布特点及其对热流测量的影响。结果表明:水道内测试水离受热面越近,水温越高,且沿水道径向的温度梯度越大;测试水质量流率越小,沿水道轴向和径向的温度梯度越大,热流计算结果因水温测点位置不同的差异就越大。设计水卡时应使热电偶尽可能远离受热面且靠近水道中轴线;使用前需进行热流标定,确定合适的测试水质量流率范围,获得准确的修正系数。试验结果表明,该球头水卡量热计能够应用于长时间、高精度、多状态的驻点热流测量。
柔性锯齿形尾缘流动分离控制实验的多尺度相干结构研究
巩绪安, 张鑫, 马兴宇, 范子椰, 唐湛棋, 姜楠
, doi: 10.11729/syltlx20210041
摘要(291) HTML(118) PDF(21)
摘要:
本文采用柔性锯齿形尾缘进行了流动分离控制风洞实验。利用高频响热线风速仪测量了翼型尾流场,结合瞬时强度因子迭代算法,在时域、频域提取出多尺度湍流相干结构,分析了弹性振动和柔性形变对扰动传播不稳定性的影响。实验结果表明:尾流中分离区厚度减小5%弦长,柔性锯齿形尾缘跟随来流自适应变形摆动,吸收了约20%的尾缘剪切层中的湍动能,产生的大尺度扰流涡持续传递至前缘剪切层,减弱了很大范围低频带宽内的功率谱密度,具有良好的降噪效果;脱落涡中相干结构的振幅和发生频率显著削弱,对尾流分离区边界移动、大型涡包破碎和抑制传播的作用非常明显。 本文采用柔性锯齿形尾缘进行了流动分离控制风洞实验。利用高频响热线风速仪测量了翼型尾流场,结合瞬时强度因子迭代算法,在时域、频域提取出多尺度湍流相干结构,分析了弹性振动和柔性形变对扰动传播不稳定性的影响。实验结果表明:尾流中分离区厚度减小5%弦长,柔性锯齿形尾缘跟随来流自适应变形摆动,吸收了约20%的尾缘剪切层中的湍动能,产生的大尺度扰流涡持续传递至前缘剪切层,减弱了很大范围低频带宽内的功率谱密度,具有良好的降噪效果;脱落涡中相干结构的振幅和发生频率显著削弱,对尾流分离区边界移动、大型涡包破碎和抑制传播的作用非常明显。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日