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2023年 第37卷  第6期

目录
2023 年 6 期目次
2023, 37(6)
摘要:
基础研究与应用
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
2023, 37(6): 1-14. doi: 10.11729/syltlx20210077
摘要(555) HTML(200) PDF(104)
摘要:
在横向射流流场中,各种涡结构运动对射流轨迹变化和标量混合有着决定性影响,但目前仍然缺乏输运过程中剪切层涡高频动态特性的相关研究。本文基于40 kHz高频粒子图像测速(Particle Image Velocimetry, PIV)技术和20 kHz丙酮平面激光诱导荧光(Acetone Planar Laser Induced Fluorescence, Acetone PLIF)技术研究了不同直径喷嘴、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,以及湍流细微结构的形成和破碎过程。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。
两级旋流器径向间距对贫油直喷分级燃烧室流场和雾化影响的实验研究
蔡延青, 杨晓丽, 王凯兴, 刘富强, 冷先银, 王少林, 刘存喜, 穆勇, 徐纲
2023, 37(6): 15-24. doi: 10.11729/syltlx20220082
摘要(97) HTML(29) PDF(25)
摘要:
主燃级旋流器与预燃级旋流器之间的径向间距是贫油直喷分级燃烧室一个非常重要的结构参数。本文利用粒子图像测速、平面激光PMie散射和粒径测量技术对3种不同径向间距条件下的流场和雾化特性进行实验研究。结果表明:在常温常压下,随着主/预燃级径向间距的增大,中心回流区由前窄后宽向前后宽度相同转变,两级间回流区不断增大;预燃级燃油锥角受径向间距影响较小,在空气压降的影响下,主燃级直喷燃油射流由向主燃级区域偏转转为向预燃级区域偏转,主油路雾化效果变差。主/预燃级径向间距为20 mm时,主油路和副油路都能获得较好的雾化效果。
基于双加权POD的建筑物风压场重构
张昊, 杨雄伟, 李明水
2023, 37(6): 25-33. doi: 10.11729/syltlx20210146
摘要(274) HTML(276) PDF(23)
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,通过寻找一组正交单位基使得随机场在新坐标下能有更简洁的描述。本文提出了面积和均方根双加权POD,将其应用于建筑物风压场重构。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;在新的推导框架下对POD进行双加权优化,使之能较好地捕捉风压场中能量较低的相干结构;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和功率谱密度。与面积加权POD相比,双加权POD能够显著提高风压场低能量区域的降阶模型重构精度。
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
2023, 37(6): 34-41. doi: 10.11729/syltlx20210144
摘要(246) HTML(115) PDF(41)
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。采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,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状态下的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:随着长深比增大,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,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。
液滴撞击倾斜表面铺展研究
鲁杰, 李亚磊, 徐龙, 郝继光
2023, 37(6): 42-50. doi: 10.11729/syltlx20220012
摘要(413) HTML(145) PDF(50)
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领域和工农业生产中。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61.8%的误差降至3.2%。
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
2023, 37(6): 51-60. doi: 10.11729/syltlx20210054
摘要(268) HTML(97) PDF(53)
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 × 107~2.45 × 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。
实验设备与方法
分开排气系统特性校准试验研究
李秋锋, 李密, 高翔, 王定奇
2023, 37(6): 61-69. doi: 10.11729/syltlx20220056
摘要(207) HTML(83) PDF(24)
摘要:
飞行试验时,采用燃气发生器法间接获取航空发动机飞行推力。为提高飞行推力计算精度,需准确获取航空发动机排气系统特性。采用某大涵道比分开排气系统缩比模型开展了实验室校准箱吹风试验及数值模拟研究,结果表明:采用实验室校准箱吹风试验、数值模拟获取的单独内涵喷管特性趋势一致、数值接近,最大内涵喷管压比为1.44时,喷管流量和推力偏差分别为0.73%、0.18%;通过试验和数值模拟获取的内外涵分开排气系统特性趋势一致、数值接近,最大外涵喷管压比为1.46时,喷管流量和推力偏差分别为0.64%、0.18%;对大涵道比分开排气系统物理模型与几何模型进行合理简化后,试验和数值模拟获取的分开排气系统特性偏差满足工程精度要求。
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
2023, 37(6): 70-75. doi: 10.11729/syltlx20210182
摘要(359) HTML(130) PDF(35)
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。为了在高超声速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了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。
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
2023, 37(6): 76-85. doi: 10.11729/syltlx20210189
摘要(372) HTML(113) PDF(25)
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量级风洞中开展了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。在进气道动态特性验证试验中,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。
5.5 m × 4.0 m航空声学风洞闭口试验段研制
杨文国, 石岩, 王睿
2023, 37(6): 86-91. doi: 10.11729/syltlx20220061
摘要(156) HTML(66) PDF(20)
摘要:
针对5.5 m × 4.0 m航空声学风洞可移动闭口试验段的设计指标和功能需求特点,论述了闭口试验段的总体结构方案,并围绕闭口试验段框架刚度、强度和模态开展了数值计算,对其定位与锁紧、提升机构、可更换下壁板和开度可调侧壁板等进行了详细研究,同时对加工和装配过程中的关键问题提出了具体解决措施。本文研究内容对同类型大型航空声学风洞闭口试验段设计具有一定参考价值。
基于探针的声爆测量风洞试验技术研究
杨洋, 钱丰学, 张长丰, 刘志勇
2023, 37(6): 92-100. doi: 10.11729/syltlx20210193
摘要(50) HTML(10) PDF(6)
摘要:
风洞试验是开展声爆研究必不可少的技术手段,而从复杂的风洞试验环境中准确获取具有弱信号属性的声爆信号是风洞试验技术的关键。为研究暂冲式跨超声速风洞试验环境对声爆信号测量的影响,依托小型暂冲式跨超声速风洞,研制以干扰最小化针状探针为测量设备的试验装置,建立探针、模型独立运动的双运动试验系统,发展基于探针的声爆测量技术。以典型锥柱体模型为研究对象,对比了探针固定、模型移动和模型固定、探针移动2种试验方式所获完整声爆信号的差异,研究了锥柱体模型声爆传播规律和风洞背景流场对声爆测量的影响。结果表明:模型固定、探针移动和探针固定、模型移动2种试验方式相比,前者将引起声爆信号畸变,导致较为严重的声爆信号失真,后者得到的声爆信号曲线更为光滑准确,是相对更可靠的试验方式;风洞背景流场分布对声爆信号测量影响显著,声爆测量风洞试验须详细掌握风洞背景流场分布并尽可能保持其稳定,再在此基础上对模型、探针在风洞中的位置及模型与探针的相对位置进行严格选取。
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
2023, 37(6): 101-105. doi: 10.11729/syltlx20210071
摘要(405) HTML(124) PDF(19)
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。
测量技术
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
2023, 37(6): 106-111. doi: 10.11729/syltlx20210129
摘要(284) HTML(115) PDF(25)
摘要:
常用于薄膜热电阻热流传感器(简称薄膜热流计)的两步法存在标定步骤多、误差源多等问题。在解决吸收薄膜必要性、标定时限和标定热流范围等问题的基础上,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及热电阻的电阻–温度系数被处理为简单的传感器灵敏度系数,使得标定实验仅需重复简单的步骤,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%,明显优于两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。
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
2023, 37(6): 112-119. doi: 10.11729/syltlx20220027
摘要(205) HTML(103) PDF(17)
摘要:
压力敏感涂料(Pressure Sensitive Paint, PSP)试验结果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的流动特性。利用无限平板样条(Infinite Plate Spline, IPS)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。使用传统测压试验的全展长飞机模型,在2.4 m量级跨声速风洞中同时开展了完整机翼的PSP测压和PSI(Pressure Scanner Instrument)测压试验,试验马赫数为0.735,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,且兼顾了翼面前缘、中部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映翼面流场的变化规律。
压气机试验效率修正的工程方法
曹传军, 朱伟, 王进春, 张晓诗, 刘天一
2023, 37(6): 120-127. doi: 10.11729/syltlx20220031
摘要(54) HTML(15) PDF(11)
摘要:
效率是评价航空发动机压气机性能的重要指标,通常由试验直接获得。由于试验环境、结构构型和测点损失的影响,试验效率值需要修正后才能作为工程应用中性能评价和整机匹配的依据。本文提出了压气机试验效率的工程修正方法,对不同试验环境中压气机效率的影响因素进行系统分类,给出了雷诺数、进口过渡段损失、温度测量偏差、空气湿度和测试受感部损失等因素的具体修正方法。应用该方法对某10级压气机部件的试验效率进行修正,修正后效率提升了1.85%;对整机环境下压气机试验效率进行修正,修正后效率提升了0.95%。该方法可用于核心机/整机压气机试验效率修正和性能评定中。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日