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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(26) HTML(13) PDF(2)
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(24) HTML(15) PDF(2)
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(53) HTML(14) PDF(4)
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(77) HTML(30) PDF(11)
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(25) HTML(11) PDF(2)
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。
碳氢燃料旋转爆震直连试验研究
王超, 郑榆山, 蔡建华, 肖保国, 刘彧, 乐嘉陵
, doi: 10.11729/syltlx20210086
摘要(296) HTML(69) PDF(45)
摘要:
以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率范围5.32~6.42 kHz,传播周期约0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。 以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率范围5.32~6.42 kHz,传播周期约0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。
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(64) HTML(16) PDF(9)
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(68) HTML(20) PDF(5)
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(65) HTML(23) PDF(2)
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。
常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用
何超, 孙鹏, 林敬周, 许晓斌, 陈磊
, doi: 10.11729/syltlx20200119
摘要(89) HTML(52) PDF(13)
摘要:
对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间(78 ms)满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。 对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间(78 ms)满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。
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(140) HTML(51) PDF(12)
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(108) HTML(31) PDF(8)
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(1524) HTML(58) PDF(17)
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。
滑动放电等离子体控制细长体头部背风区非对称涡实验研究
金元中, 郑博睿, 喻明浩, 刘园鹏, 张倩, 孙正中, 于涛
, doi: 10.11729/syltlx20210101
摘要(50) HTML(39) PDF(2)
摘要:
飞行器在大迎角飞行状态下,细长体头部背风区流场演变复杂,会出现非对称旋涡,产生随机侧向力,对飞行器的机动性和敏捷性影响很大。本文针对细长体大迎角非对称涡控制问题,采用顺流向布局的滑动放电等离子体激励器,结合测压和粒子图像测速(PIV)等手段,对细长体模型开展风洞实验研究。研究结果表明:激励电压10 kV是流动控制开始生效的阈值电压;当来流速度10 m/s(雷诺数0.8×105)、迎角45°时(激励电压16 kV,归一化脉冲频率1.96),获得最佳流动控制效果,侧向力系数最高可降低83.48%;随着来流速度继续增大,流动控制效果逐渐减弱,预测在来流速度26 m/s时将完全失效。 飞行器在大迎角飞行状态下,细长体头部背风区流场演变复杂,会出现非对称旋涡,产生随机侧向力,对飞行器的机动性和敏捷性影响很大。本文针对细长体大迎角非对称涡控制问题,采用顺流向布局的滑动放电等离子体激励器,结合测压和粒子图像测速(PIV)等手段,对细长体模型开展风洞实验研究。研究结果表明:激励电压10 kV是流动控制开始生效的阈值电压;当来流速度10 m/s(雷诺数0.8×105)、迎角45°时(激励电压16 kV,归一化脉冲频率1.96),获得最佳流动控制效果,侧向力系数最高可降低83.48%;随着来流速度继续增大,流动控制效果逐渐减弱,预测在来流速度26 m/s时将完全失效。
飞行试验用双结点热电偶传感器研究及测量误差分析
沙心国, 文帅, 孙日明, 张宗波, 纪锋
, doi: 10.11729/syltlx20210035
摘要(86) HTML(17) PDF(13)
摘要:
高超声速飞行试验气动热测量对快响应、小型化的热流传感器提出了需求,双结点热电偶传感器具有响应快、尺寸小、测量信息丰富等优点,是飞行试验热流测量的优质解决方案。以双结点热电偶传感器为研究对象,开展了传感器测量原理、传感器结构以及测量方法研究,并将该传感器应用于飞行试验模型壁面温度测量。试验结果表明:双结点热电偶传感器可同时测量模型表面温度和背面温度;背面温度测量误差相对较大,背温测量结点尺寸较大、背温测量结点与模型壁面之间的绝缘涂层是影响背温测量结点热响应的主要原因。针对双结点热电偶传感器,目前尚缺乏相应的热流辨识方法。 高超声速飞行试验气动热测量对快响应、小型化的热流传感器提出了需求,双结点热电偶传感器具有响应快、尺寸小、测量信息丰富等优点,是飞行试验热流测量的优质解决方案。以双结点热电偶传感器为研究对象,开展了传感器测量原理、传感器结构以及测量方法研究,并将该传感器应用于飞行试验模型壁面温度测量。试验结果表明:双结点热电偶传感器可同时测量模型表面温度和背面温度;背面温度测量误差相对较大,背温测量结点尺寸较大、背温测量结点与模型壁面之间的绝缘涂层是影响背温测量结点热响应的主要原因。针对双结点热电偶传感器,目前尚缺乏相应的热流辨识方法。
杆式天平轴向力元件测量梁夹角优化分析
闵夫, 解真东, 戴金雯, 皮兴才, 杨彦广
, doi: 10.11729/syltlx20210083
摘要(123) HTML(40) PDF(7)
摘要:
针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题,提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真,获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况,对结构进行受力分析,得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构,测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角,该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比,改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%,但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果,适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。 针对天平轴向力受法向力干扰较大的问题,提出了一种竖直梁轴向力元件的改进结构。通过理论分析和有限元仿真,获得了轴向力/法向力作用下的轴向力元件变形情况,对结构进行受力分析,得到法向力作用下的轴向力测量梁的变形特点及变形原因。提出了一种改进的轴向力元件测量梁结构,测量梁与主梁的连接夹角为不等于90°的优化夹角,该夹角通过仿真结果中的法向力对轴向力的干扰输出与轴向力有效输出之比和该夹角的线性函数关系获得。对改进的天平轴向力元件的有限元仿真结果表明:与传统轴向力元件相比,改进结构的轴向力有效输出仅减小2.77%,但法向力对轴向力的干扰输出减小了99.32%。改进的轴向力元件具有良好的抗法向力干扰的效果,适用于具有大升阻比特性的飞行器风洞模型气动力试验要求。
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(296) HTML(35) PDF(4)
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(201) HTML(71) PDF(18)
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。
液滴高速撞击低温壁面的动态特性及破碎机理研究
雷基林, 李建微, 刘懿, 苟瑶, 刘阳, 邓晰文
, doi: 10.11729/syltlx20210066
摘要(270) HTML(76) PDF(16)
摘要:
为研究液滴撞击低温壁面的动态行为,运用高速阴影法对韦伯数(We)在533~1630之间的单液滴撞击常温壁面(22 ℃)与低温壁面(–30 ℃~–10 ℃)进行可视化试验。试验结果表明:液滴以一定速度撞击低温壁面时会发生即时破碎和冠状破碎,二次液滴飞溅明显;但液滴以相同速度撞击常温壁面时未出现液滴破碎现象。随着壁面温度的降低,液滴撞壁破碎所需韦伯数减小。在壁面温度为–30 ℃时,液滴撞壁破碎的临界韦伯数降低至650左右;当We < 650时,即使壁面温度低于–30 ℃,液滴也不会发生撞壁破碎。当液滴撞击常温壁面时,附壁液膜快速铺展,并且韦伯数越大,附壁液膜铺展和回缩的速度越大,液滴的铺展因子越大。该研究可为液滴撞击低温壁面撞壁模型的建立提供参考。 为研究液滴撞击低温壁面的动态行为,运用高速阴影法对韦伯数(We)在533~1630之间的单液滴撞击常温壁面(22 ℃)与低温壁面(–30 ℃~–10 ℃)进行可视化试验。试验结果表明:液滴以一定速度撞击低温壁面时会发生即时破碎和冠状破碎,二次液滴飞溅明显;但液滴以相同速度撞击常温壁面时未出现液滴破碎现象。随着壁面温度的降低,液滴撞壁破碎所需韦伯数减小。在壁面温度为–30 ℃时,液滴撞壁破碎的临界韦伯数降低至650左右;当We < 650时,即使壁面温度低于–30 ℃,液滴也不会发生撞壁破碎。当液滴撞击常温壁面时,附壁液膜快速铺展,并且韦伯数越大,附壁液膜铺展和回缩的速度越大,液滴的铺展因子越大。该研究可为液滴撞击低温壁面撞壁模型的建立提供参考。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日