实验流体力学

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研究进展

三维激光诱导荧光(3DLIF)技术及测量水体标量场设备研究

黄真理, 周维虎, 曲兆松

2017, 31(5): 1-14. doi: 10.11729/syltlx20160173

摘要(227) HTML (133) PDF(17)

摘要:
本文介绍了激光诱导荧光（LIF）技术测量水体浓度场、温度场和速度场的基本原理，总结了从一维到三维LIF技术的发展历程，综述了激光诱导荧光（LIF）技术测量水体标量场的关键问题，包括激光器和片光源、荧光物质选择和校正方法，从工程化和产业化的需求出发，提出了基于3DLIF技术的水体三维标量场测量仪器的总体技术方案、技术路线和总体技术指标，并给出了3DLIF的关键技术及其解决方案。

基础研究与应用

Experimental and simulation study of aeroengine combustor based on CARS technology and UFPV approach

Xiong Moyou, Le Jialing, Huang Yuan, Song Wenyan, Yang Shunhua, Zheng Zhonghua

2017, 31(5): 15-23. doi: 10.11729/syltlx20170090

摘要(146) HTML (98) PDF(12)

摘要:
Based on the Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes URANS) method, a three-dimensional two-phase turbulent combustion numerical software for aeroengine combustor has been developed. The physical and chemical processes taking place in the liquid fuel are simulated completely, including liquid film formation, breakup, evaporation and combustion. LISA and KH-RT are used as the primary and second atomization model respectively, and also the standard evaporation model is used to simulate the evaporation process. Besides, detailed chemical mechanism of kerosene is used for reaction kinetics, and the Unsteady Flamelet/Progress Variable (UFPV) approach in which the unstable combustion characteristics of the flame could be simulated is used as the combustion model. The temperature and species of the flow field and the diameter of fuel droplets in the aeroengine combustor are obtained. At the same time, the Coherent Anti-stokes Raman Scattering (CARS) technology is used to measure the temperature in the primary zone of the aeroengine combustor. Then the temperature of the simulation is compared with that measured by CARS technology, and the calculation error of numerical results is less than 7.3%. The studies have shown that the numerical method in this paper and UFPV approach can simulate the two-phase turbulent combustion process appropriately in the aeroengine combustor.

Experimental and numerical study on spray atomization in a double-swirler combustor

Liu Richao, Le Jialing, Chen Liujun, Yang Shunhua, Song Wenyan

2017, 31(5): 24-31, 45. doi: 10.11729/syltlx20170093

摘要(236) HTML (127) PDF(13)

摘要:
Using the particle field pulsed laser holography imaging technique, the spatial distribution of droplet diameter in an aeroengine combustor is measured, the atomization process is studied, and the spatial distribution of droplets diameter in the combustor is obtained too. The numerical sprays models of the primary and secondary atomization are established, and a numerical software for the three-dimensional two-phase combustion in the aeroengine combustor is developed. Based on the LISA atomization model and KH-RT breakup model, the primary atomization process and secondary atomization process in the combustor are simulated numerically, obtaining the distribution of fuel spray droplets in the combustor. The simulation results are compared with experiments. The result indicate that the atomization models developed in this work can properly simulate the whole process of spray atomization under the conditions of high temperature, high pressure and strong swirling in aeroengine combustors.

垂直板上开窗区受限自由膜的形成

谢涵广, 胡剑光, 王成, 戴干策

2017, 31(5): 32-38. doi: 10.11729/syltlx20160197

摘要(149) HTML (104) PDF(7)

摘要:
液膜是常见的气液接触方式之一，依据单或双自由面可分为壁面膜和自由膜。不同于传统液膜研究，板上开窗或开孔后会同时存在这2种液膜。实验采用了6种液体（Ka数52~3000）和10余种不同尺寸的矩形窗（9~1152mm²），观察了垂直板上下降液膜通过开窗区产生的自由膜流动行为。结果表明，在表面张力、惯性力、重力及黏性力的共同作用下，液体通过开窗区的方式有绕流、过流、偏流和"背流"4种主要形式。随着流量的增加，过流又可以有液滴、液柱、液膜以及它们的组合等丰富流型，同时窗内自由膜在表面张力主导下易受扰动而聚并、破碎，流型呈现多样性和动态性。当流量达到临界值时，窗口内会形成完整稳定的受限自由液膜，呈现板上壁面膜与窗口内受限自由膜交替共存的特殊液膜——孪生液膜。本文关联了临界Re数、Ka数和无量纲几何参数Nx，给出了成膜条件的经验判别式。孪生液膜具有的特殊波列结构、成膜过程的迟滞现象以及2种液膜和固体壁间相互作用引起的多重干扰等，都体现出与传统的壁面液膜和自由液膜不同的流动性质。实验结果将有助于工业过程中开窗和开孔的几何优化，强化传递过程，并进一步丰富传统的液膜研究领域。

高速列车隧道通过中的气动效应动模型实验研究

宋军浩, 郭迪龙, 杨国伟, 杨乾锁

2017, 31(5): 39-45. doi: 10.11729/syltlx20170002

摘要(331) HTML (176) PDF(10)

摘要:
高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明：在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。

螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响研究

李兴伟, 李聪, 高静, 李盛文

2017, 31(5): 46-52, 87. doi: 10.11729/syltlx20160185

摘要(310) HTML (259) PDF(15)

摘要:
采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术及粒子图像测速技术，研究双发常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律。通过测力风洞试验研究螺旋桨不同位置处滑流对飞机的升阻特性、力矩特性及平尾下洗等纵向气动特性的影响，利用PIV技术研究测力试验优选桨盘位置的飞机部件典型剖面受滑流影响时的流场变化情况。研究结果表明，螺旋桨下沉后滑流对飞机升阻特性的不利影响最明显，螺旋桨前伸和安装角由正变负时滑流对飞机的升阻特性均有改善，而螺旋桨前伸在飞机失速迎角附近对升力特性的改善更为明显。

基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究

黄文涛, 向阳, 王笑, 刘洪, 顾定一

2017, 31(5): 53-59. doi: 10.11729/syltlx20160194

摘要(193) HTML (77) PDF(6)

摘要:
本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV（三维粒子图像测速技术）技术得到了翼尖涡的物理特征，并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置，得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明，机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言，通过抑制翼尖涡的无量纲环量，增加翼尖涡与主机翼之间的距离，减小翼尖涡与机翼之间的相互作用，实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。

平衡孔直径对离心泵小流量工况空化特性影响

赵伟国, 芦维强, 刘在伦

2017, 31(5): 60-66. doi: 10.11729/syltlx20170067

摘要(326) HTML (137) PDF(24)

摘要:
为研究小流量工况低比转速离心泵的空化特性，以一台降速后的IS80-50-315型离心泵为试验对象，专门设计了更换平衡孔直径的装置，当平衡孔直径等于4、6、8和11mm时分别对0.4Q_d、0.5Q_d、0.6Q_d和0.8Q_d这4个工况进行测试并分析。结果表明，叶轮平衡孔直径增大，泵扬程减小，效率下降。小流量工况下，随空化数的减小，不同平衡孔直径叶轮所受扭矩与泵扬程均出现不同步的陡降，且扭矩有明显的匍匐变化，这主要是由蜗壳和叶轮之间的动静干涉引起的；同一空化数下加大平衡孔直径，扬程系数增加，叶轮轴向力减小，离心泵的抗空化性能增强；同一平衡孔直径下流量越小，离心泵越不易发生空化，但随着离心泵内空化的产生和发展，泵腔内液体压力的下降速率先增大后减小，叶轮轴向力具有先趋于平坦后急剧增加的规律。从抑制空化和减小轴向力的角度，提出平衡孔直径在6~8mm较为合适。

微型共轴双旋翼气动性能数值模拟与试验分析

雷瑶, 纪玉霞, 汪长炜

2017, 31(5): 67-73. doi: 10.11729/syltlx20160193

摘要(292) HTML (153) PDF(13)

摘要:
为研究悬停状态下旋翼的间距对微型共轴双旋翼气动性能的影响，文中通过搭建试验平台对间距比h/r分别为0.32、0.38、0.45、0.51、0.58、0.65和0.75下的共轴双旋翼进行气动性能测试，以测量不同旋翼转速下所得共轴双旋翼的拉力和功耗对共轴双旋翼气动布局进行优化，试图找出具有最佳气动特性的共轴旋翼布局。另外，通过试验误差分析确定了相应的拉力系数、功率系数和功率载荷，且试验误差均小于2%。同时，为更直观得到不同间距下气流干扰对旋翼系统气动性能的影响，文中采用数值模拟得到了不同间距比下旋翼的流线分布和压力分布。最后，对比试验结果，综合分析旋翼间气动干扰的影响，最终得到间距比h/r为0.38时的共轴双旋翼具有最佳的气动布局。研究结果表明，悬停状态的共轴双旋翼可以通过改变间距大大提高气动性能，且同一间距下转速越大虽然旋翼间干扰越强烈，但此时开始出现耦合，使得系统的气动性能可能更好，同时，由于上下旋翼间的相互诱导，虽然转速较低时升力较小，但是功耗明显低于高转速，使得系统具有更大的功率载荷。

一种智能材料结构在变形体机翼气动特性研究中的应用

雷鹏轩, 王元靖, 吕彬彬, 余立, 杨振华

2017, 31(5): 74-80. doi: 10.11729/syltlx20160166

摘要(186) HTML (99) PDF(6)

摘要:
为验证所提出的智能材料结构在柔性变后缘机翼气动特性研究中应用的可行性，在跨声速风洞中运用模型变形视频测量技术测量了机翼后缘的偏转变形量，并记录了偏转变形的动态过程。同时测量了上翼面的压力分布。实验马赫数0.4~0.8，模型迎角0°~6°。分析了来流条件对结构变形能力的影响。结果表明：跨声速条件下，智能材料结构在气动载荷作用下能够驱动机翼后缘偏转变形。驱动力一定时，变形能力受到马赫数和迎角等因素影响。马赫数增加会减弱智能材料结构的变形能力，导致变形速度减小，后缘偏转角降低。迎角的影响较为复杂，且与马赫数的影响相互耦合，马赫数越高迎角的影响越强。最后，通过对后缘压力分布形态的分析得出，变形后后缘是否发生流动分离是影响智能材料结构变形能力的关键因素。

测量技术

冰形表面激光光带中心线快速提取方法

康含玉, 刘桂华, 王斌, 牛乾

2017, 31(5): 81-87. doi: 10.11729/syltlx20170058

摘要(248) HTML (117) PDF(8)

摘要:
在风洞结冰模型3D冰形测量中，激光三角测量法相对传统测量方法检测速度快、精确度高，具有极高研究价值。然而由于冰体对激光透射严重，影响激光中心线提取精度从而影响测量精度。针对此问题，提出一种冰形表面激光光带中心线快速提取方法。该算法具体实现步骤为：首先，采用基于三维块匹配去噪算法对图像进行降噪，并对图像进行视觉显著性计算，分割出光带区域；其次，求取梯度图并转换至频域空间，根据图像频谱特征求取能量中心区域；最后，对区域采用灰度重心法求取中心线亚像素级位置。采用冰箱冻结的半径已知圆柱冰块评估该算法，测得算法处理时效为28.57FPS，使用该算法的冰形轮廓重建精度达到0.017mm。实验证明算法满足冰形在线测量技术要求，为开展结冰实验中结冰生长过程在线三维检测技术奠定技术基础。

实验设备及方法

风洞供气控制系统数字阀的设计与应用

康洪铭, 霍国, 陈辅政, 刘晓林

2017, 31(5): 88-92. doi: 10.11729/syltlx20160086

摘要(228) HTML (193) PDF(15)

摘要:
随着风洞供气试验所需的指标越发苛刻，模拟调节阀已经无法满足要求，同时针对目前PCM数字阀和PWM数字阀存在的缺陷，提出了一种PCM+PWM数字阀，通过PCM数字阀提供基准流量，PWM数字阀在基准流量的基础上再进行脉宽调节，以满足供气试验的要求。文中介绍了数字阀的研究现状、设计指标、喷嘴的类型选择和结构设计、喉道面积的分配、电磁阀参数计算和型号选择，以及基于PID的流量调节运算方法，并通过多次调试、优化参数，性能测试，最终开展了多项供气试验。试验结果表明，数字阀在风洞供气控制系统中的应用是成功的，试验流量绝对控制精度优于±3g/s，且响应时间短、调节范围宽和可靠稳定等特点为风洞供气试验提供了强有力的支撑。