实验流体力学

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2021 年 5 期目录

2021, (5): 1-2.

摘要(244) HTML (99) PDF(23)

摘要:

尉星航, 马宏伟, 廖鑫

2021, 35(5): 1-18. doi: 10.11729/syltlx20200106

摘要(767) HTML (417) PDF(105)

摘要:
离心压气机流场的精细测量对深入理解内部流动特征极其重要。传统的接触式流场测量技术存在空间分辨率低、堵塞效应严重、测量位置单一等缺陷，已经不能满足现代先进离心压气机的测量需求。激光多普勒测速技术（Laser Doppler Velocimeter，LDV）和粒子图像测速技术（Particle Image Velocimeter，PIV）作为两种典型的非接触式测量技术，具有测量精度高、适用范围广、非接触测量等特点，在离心压气机内部流场测量方面展现出巨大潜力。通过梳理国内外LDV和PIV测速技术测量离心压气机内部流动应用现状，介绍了LDV和PIV测速技术在离心压气机内流场测试方面的应用进展，着眼于试验方案、试验细节和技术难点，结合测量技术的未来发展趋势，从实际应用角度出发，对LDV和PIV测速技术在离心压气机内流场测量方面的应用进行了总结和展望。

基于时空浓度梯度反演扁平微通道中平均流速的优化算法

吴斯达, 陈柯洁, 曾效, 李泳江, 覃开蓉

2021, 35(5): 19-25. doi: 10.11729/syltlx20210075

摘要(558) HTML (224) PDF(47)

摘要:
微流控通道内流速的准确测量在利用微流控芯片开展定量化学分析、样品制备、药物合成等领域具有重要应用价值。基于物质输运原理，提出了一种通过测量物质时空浓度梯度反演扁平微通道中平均流速的优化算法。首先，基于Navier-Stokes方程与Taylor-Aris弥散方程建立扁平微通道中速度场与浓度场的定量关系，分别提出了用直接反演法和优化算法求解平均流速的方法；其次，通过数值仿真系统地分析了时空浓度变化频率、振幅和扩散系数对反演流速准确度的影响；最后，通过荧光素实验验证了该方法的可行性。结果表明：无噪声情况下，优化算法反演结果与真实速度相关系数为1，具有很高的精度；有噪声情况下，增大物质浓度信号的频率与振幅、采用扩散系数较小的物质有助于提高算法的准确度；在微流控装置中，优化算法反演结果与流量传感器测量计算结果的相关系数为0.9814。

超空泡航行体非定常流体动力延迟效应水洞试验研究

刘喜燕, 袁绪龙, 王鹰, 罗凯, 汪新禹

2021, 35(5): 26-33. doi: 10.11729/syltlx20210039

摘要(556) HTML (259) PDF(41)

摘要:
空泡延迟效应在机动航行诱发的尾拍振荡中影响显著，是超空泡航行体的重要力学特性，在动力学建模中必须加以考虑。采用人工通气超空泡的试验方法，在西北工业大学高速水洞实验室开展了超空泡航行体连续变攻角测力试验研究，测量攻角与流体动力随时间变化历程来定量分析延迟时间特性。通过试验研究，获得了不同试验条件下变化的延迟时间；无量纲化的延迟系数与水速近似成线性关系，且随预置舵角的增大而增大；在试验采用的摆动频率中，摆动频率较大的工况，延迟系数较小。

基于扰流板的通用飞机横航向稳定性的改善措施研究

练真增, 张晖, 阎文成, 孔鹏

2021, 35(5): 34-39. doi: 10.11729/syltlx20200066

摘要(441) HTML (195) PDF(31)

摘要:
为了适应强侧风条件下的短距起降，大型通用飞机要求在大侧滑角时依然有较好的横航向稳定性。以某大型通用运输机为对象，开展横航向特性研究工作，发现该飞机的横航向试验数据存在拐折现象，并利用理论分析和风洞试验开展了基于扰流板的通用飞机横航向稳定性的改善措施研究。研究表明：数据出现拐折现象的根本原因是机翼发生了局部分离——带侧滑角后机身引起的强烈上洗大幅度增加了迎风侧中央翼当地迎角，导致该迎角超过模型翼型失速迎角、发生局部分离。在机身侧面加装扰流板的方式干扰了上洗气流的流动，从而抑制了机翼上表面气流的提前分离，消除了横航向特征曲线的拐折现象，改善了飞机的横航向稳定性。

基于CVAE的超高速碰撞碎片云运动过程的快速预测技术

周浩, 李毅, 张浩, 陈鸿, 任磊生

2021, 35(5): 40-46. doi: 10.11729/syltlx20200058

摘要(663) HTML (214) PDF(35)

摘要:
在航天器防护构型设计中，需要快速、精确预测空间碎片超高速撞击防护屏产生碎片云的质量分布及其运动过程。采用深度学习方法，基于条件变分自编码器（CVAE）模型和大量铝球超高速正撞击铝板的光滑粒子流体动力学（SPH）方法的数值模拟结果，初步构建了碎片云空间质量分布与运动特征的快速预测模型。数值模拟中把铝球速度（3.00～8.00 km/s）、铝球半径（2.00～8.00 mm）、铝板厚度（1.000～4.000 mm）以及观测时间（1.0～12.0 μs） 4个变量作为输入控制参数，生成大量格式统一的训练集数据。模型隐藏层采用200个特征数据来描述碎片云质量分布，训练集参数范围内平均误差在0.6%以内，生成一个碎片云质量分布的平均时间小于7 ms。

基于螺旋襟翼的喷流偏转实验研究

汪军, 赖庆仁, 康洪铭, 张刘, 李斌斌, 赵垒, 金熠

2021, 35(5): 47-53. doi: 10.11729/syltlx20210036

摘要(528) HTML (203) PDF(24)

摘要:
基于阿基米德螺旋线理论，通过逐渐增大曲率半径的方法，设计了一种新型的流动控制襟翼——螺旋襟翼。研究了螺旋襟翼的起始半径、对齐半径等关键控制参数对上表面喷流偏转的影响规律，并与传统基本襟翼的控制效果进行了对比，对二者的控制机理进行了分析。结果表明：所设计的螺旋襟翼最大平均推力偏转角约为19.6°；与基本襟翼相比，螺旋襟翼在大落压比下的平均推力偏转角更大，推力效率更高，这说明改变曲率型面可以促进喷流的流动附着，提高上表面吹气系统性能。

种子叶片自旋下落过程涡系的PIV实验研究

董林, 温国安, 雷紫薇, 李鹿辉

2021, 35(5): 54-60. doi: 10.11729/syltlx20200004

摘要(799) HTML (307) PDF(80)

摘要:
本文利用粒子图像测速技术研究种子叶片自由旋转下落过程中不同涡系的相互作用机理。以典型枫树种子叶片为研究对象，通过对比不同叶片长度、叶面厚度、叶面宽度、下落锥角、自旋角速度、下落速度和下落初始角度等参数对过渡期和稳定期的影响，分析了诱发叶片自旋的外形特征和空间特性。结合特征参数分析，对叶片自旋稳定期开展了PIV流场测量实验，解析了无干扰下种子叶片下落过程中涡系的产生和演化机理。实验结果表明：稳定期气流在叶尖正面位置产生前缘涡（沿展向呈圆锥状结构），后缘位置产生反方向的后缘涡；两个涡发生相互耦合运动，前缘涡的强度大于后缘涡，从而导致叶面产生锥角。在前缘和叶尖前方观测到较高的速度向上的区域，而在后缘和叶根附近则出现较高的速度向下的区域，从而对种子产生向上的升力，使叶片实现自旋稳定下落。通过枫叶种子自由下落的无干扰PIV测量，初步获得了贴近叶片表面前缘涡的运动性状，验证了后缘涡的存在，结论对单翼型旋转叶片的设计有一定指导意义。

低温风洞绝热结构设计与性能分析

宋远佳, 廖达雄, 陈万华, 赖欢, 侯予

2021, 35(5): 61-67. doi: 10.11729/syltlx20200137

摘要(584) HTML (287) PDF(36)

摘要:
绝热结构设计是建造大型低温风洞的关键环节之一。结合数值计算与试验，开展了绝热结构设计和性能分析研究。基于风洞运行条件，对绝热结构进行了设计和选材；建立了绝热结构有限元模型，基于风洞运行的最恶劣工况对绝热结构性能进行了数值计算分析，分析其绝热特性和应力分布规律。设计构建了可模拟低温风洞服役环境的试验舱平台，开展了低温交变压力冲击下的应力/应变和温度测量试验。研究结果表明：设计的绝热结构满足低温风洞运行要求，设计的试验舱平台适用于绝热结构性能考核，也为研究其他材料在低温环境下的热力学性能提供了一套可靠的试验平台。

近平静/波浪水面地效飞机气动特性风洞试验

高立华, 黄龙太, 傅澔, 王昆仑, 黄勇

2021, 35(5): 68-74. doi: 10.11729/syltlx20200077

摘要(804) HTML (449) PDF(64)

摘要:
为研究波浪水面地效飞机气动特性的变化规律，在Φ3.2 m低速风洞开发了新的试验技术，以模拟地效飞机飞越1 m实际浪高水面时的气动特性。研制了具有一定上下升沉和前后平移行程的固定波浪地板，模拟螺旋桨带动力地效飞机在起飞、巡航、着水等状态飞经波峰、波谷、中立位置等相位时的气动性能。在现有水平活动地板基础上，采用在水平活动带表面设置2个周期波形的方式研制了活动波浪地板，通过活动波浪带的周期性循环运行，模拟地效飞机不断飞越波浪的情况，其模拟相似性更高，可以更加准确地模拟地效飞机与波浪之间的相对运动。利用固定水平地板、固定波浪地板和活动波浪地板装置模拟空中、近平静水面和近波浪水面飞行状态，获得了地效飞机无动力和螺旋桨带动力条件的气动特性风洞试验结果。研究结果表明：螺旋桨带动力和地板对地效飞机起飞和着水状态气动性能具有很强的耦合影响，并非简单的叠加关系；地效飞机在波浪的不同相位上方时，升阻性能和俯仰力矩均存在较强变化，影响飞行平稳性。

滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究

阎文成, 金华, 姜裕标, 练真增, 张晖

2021, 35(5): 75-80. doi: 10.11729/syltlx20200075

摘要(522) HTML (263) PDF(35)

摘要:
螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明：在起降构型大拉力情况下，该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象，严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量，通过对飞机气动数据的深入研究，对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析，结果表明：中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区，导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点，提出了降低平尾高度的方法，减小动力不利影响。经试验验证，该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性，有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围，使其满足总体设计要求。

一种应用于水流的纹影特性光流测速算法

黄天立, 王倩

2021, 35(5): 81-89. doi: 10.11729/syltlx20200155

摘要(918) HTML (284) PDF(94)

摘要:
本论文基于光流优化算法，发展了一种适用于水流的纹影特性光流测速算法。在存在密度梯度的条件下，纹影图像的亮度反映了流场折射率的一阶导数，结合纹影亮度方程和流体连续性方程推导了适用于水的物理约束条件，采用二阶散度–旋度正则化作为空间平滑约束条件，基于两个约束条件构建了能量方程，通过变分法对能量方程进行最小化求解获得速度场。以热羽流为例，使用该算法对浮力羽流纹影图像进行了计算，并与互相关算法和传统光流算法的结果进行了比较。结果显示：本研究提出的算法能更好地体现流动特性，得到更高的空间分辨率。该方法基于纹影图像，无需在流场中添加示踪粒子，对流场无干扰，具有结构简单、使用方便等优点。

高速风洞级间分离轨迹模拟试验技术

钱丰学, 郭鹏, 高鹏, 刘奇, 王元靖, 易国庆

2021, 35(5): 90-98. doi: 10.11729/syltlx20200125

摘要(490) HTML (226) PDF(37)

摘要:
针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求，在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构，配置电机、传动系统和控制系统，建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构，以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接，在级间分离计算机控制下，可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明：上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200 mm范围内的受控运动；下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680 mm、y向0～507 mm范围内的受控运动；系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。

低速风洞阵风发生器实验研究与分析

屈晓力, 刘琴, 朱博, 聂旭涛, 王超

2021, 35(5): 99-105. doi: 10.11729/syltlx20200114

摘要(528) HTML (236) PDF(73)

摘要:
阵风发生器是阵风响应风洞试验的关键设备。针对叶片式阵风发生器的运行特点，通过简化的定常涡升理论，推导出阵风发生器下游流场Y向风速的计算公式。以0.55 m×0.4 m低速风洞（声学引导风洞）为实验平台，系统地研究了阵风发生器的设计参数（叶片弦长、数目、间距）和运行参数（叶片摆幅和摆动频率、来流速度）对阵风流场风速极值的影响。研究表明：推导的简化公式能够解释阵风发生器各设计和运行参数变化后，其下游流场Y向风速的变化机制，可在阵风发生器设计时对其产生的阵风流场进行简单预估；从增大阵风发生器下游流场Y向速度极值的角度出发，增加叶片数目比增大叶片弦长更能增大Y向速度；在叶片失速前，增大叶片摆幅比增大叶片摆动频率更能增大Y向速度；采用多组叶片的阵风发生器，叶片间距不能太小，否则会导致等效升力系数下降，当叶片间距为1.2倍弦长时，能够获得最大的Y向速度极值。本文研究工作可为其他风洞的阵风发生器设计提供参考。

基于数字图像投影技术的三维液膜流动测量研究

宋华振, 兆环宇, 朱程香, 王正之, 田伟, 李海星, 朱春玲

2021, 35(5): 106-114. doi: 10.11729/syltlx20200031

摘要(594) HTML (245) PDF(49)

摘要:
流体薄膜流动定量测量是分析结冰相变传热过程的必要手段。基于图像处理的数字图像投影技术（DIP）可实现对流体薄膜的非侵入式定量测量。对DIP技术的基本原理、图像互相关算法和标定方法进行了介绍，设计并搭建了DIP测量系统和平板水膜流动实验台。DIP测量系统的整体误差在5%以内，证明了系统的可靠性与准确性。在平板水膜流动实验台上开展了一系列水膜流动实验，采用DIP测量系统复原了平板水膜流动的三维全貌。通过测量结果拟合得出平均水膜高度、无量纲水膜高度与水膜雷诺数之间的关系，并与理论推导和文献实验结果进行对比，整体趋势一致。

三维楔体诱导高超声速层流分离油流显示实验研究

王军旗, 陈政, 倪招勇, 甘才俊, 李烺

2021, 35(5): 115-120. doi: 10.11729/syltlx20180026

摘要(565) HTML (239) PDF(33)

摘要:
在高超声速风洞中采用油流显示技术开展了三维楔体诱导层流分离现象的实验研究。研究模型为矩形平板/三维楔体、三角形平板/三维楔体。研究结果表明：高超声速（马赫数6.0）局部层流分离结构不仅受楔体压缩角影响，受前体外形的影响也很明显；对于三角形前体，由于楔体上游来流存在横向流动，使得楔体诱导的分离流动结构完全不同于矩形平板模型，且在不同迎角下，分离线形状也存在较大差异；受三角形前体与三维楔体综合作用，诱导层流分离呈现非常显著的三维效应。

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

何超, 谢飞, 许晓斌, 陈磊

2021, 35(5): 121-127. doi: 10.11729/syltlx20200038

摘要(709) HTML (273) PDF(48)

摘要:
自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞，中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析，并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验（试验马赫数6.0）。试验结果表明：装置发射效果良好，模型发射后姿态平稳；根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造，发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时，模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑；模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。

基于有限元分析的变截面轴向力支撑片内式应变天平研制

史玉杰, 彭超, 米鹏, 张璜炜

2021, 35(5): 128-133. doi: 10.11729/syltlx20200109

摘要(443) HTML (197) PDF(25)

摘要:
内式应变天平的轴向力元件结构在受到大载荷尤其是大力矩载荷后，其支撑片上的最大应力是限制天平最大承载能力的主要因素。研制了一台大力矩内式应变天平，并采用有限元分析方法对轴向力元件的支撑片和测量梁进行了优化和改进。将支撑片的外形由传统的等截面改进为变截面，减小支撑片中间部位的厚度，并增加两端的厚度，在保持天平轴向刚度一致的基础上，降低了支撑片上的最大应力；采用变截面结构的轴向力测量梁，减小了测量梁上的应变梯度。有限元分析结果表明：与传统的等截面支撑片相比，变截面支撑片上的应力分布比较均匀，其根部最大应力减小了20%以上；与等截面测量梁相比，变截面测量梁上的应变梯度降低了79%。天平校准结果与有限元分析结果一致，风洞测力试验也表明该天平具有良好的稳定性。

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2021年第35卷第5期

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