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, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230008
摘要:
在大侧风或风切变环境下，高速列车、卡车和轮船等交通工具存在侧翻（倾覆）风险，引发安全事故。针对侧风（横风）或风切变现象，目前主要基于大气宏观环境进行研究、监测和预警，对于交通工具周围随机变化的流动状态及所承受的突变气动载荷往往无法准确感知。本文以厢式卡车为研究对象，提出一种基于表面分布式压力信息的车载气动力实时感知方法，通过测量车身表面分布式压力信息获取特征截面侧倾力矩系数，以此对侧风环境下卡车的侧倾力矩变化趋势进行判断。研究结果表明：车身0.15 L处截面的侧倾力矩系数与模型侧倾力矩系数存在极强的相关性，可作为特征截面对卡车侧倾力矩进行感知并对其变化趋势进行判断；与基于单截面的侧倾力矩感知相比，采用多截面拟合方法的感知结果更为精确，但需在车身上开设更多压力监测孔。
在大侧风或风切变环境下，高速列车、卡车和轮船等交通工具存在侧翻（倾覆）风险，引发安全事故。针对侧风（横风）或风切变现象，目前主要基于大气宏观环境进行研究、监测和预警，对于交通工具周围随机变化的流动状态及所承受的突变气动载荷往往无法准确感知。本文以厢式卡车为研究对象，提出一种基于表面分布式压力信息的车载气动力实时感知方法，通过测量车身表面分布式压力信息获取特征截面侧倾力矩系数，以此对侧风环境下卡车的侧倾力矩变化趋势进行判断。研究结果表明：车身0.15 L处截面的侧倾力矩系数与模型侧倾力矩系数存在极强的相关性，可作为特征截面对卡车侧倾力矩进行感知并对其变化趋势进行判断；与基于单截面的侧倾力矩感知相比，采用多截面拟合方法的感知结果更为精确，但需在车身上开设更多压力监测孔。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220045
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220078
摘要:
针对超声速来流条件下支杆–钝体流场的非定常振荡现象，基于直连式风洞试验台与高速纹影测量系统，在Ma = 2.2来流条件下对尖头支杆–钝体构型与气动圆顶支杆–钝体构型开展了试验研究，并对试验结果进行了统计分析。首先根据瞬态结果对流场典型结构与演化历程进行了解释，随后通过残差收敛历程对统计结果的可靠性做出了评估，最后从时均流场和脉动流场两个方面进一步分析了流场的振荡特性。结果表明，超声速来流条件下的支杆–钝体流场存在着非定常的流场振荡现象，且在尖头支杆–钝体构型中更加剧烈，在气动圆顶支杆–钝体构型中有所衰减，证明了气动圆顶支杆对流场的非定常振荡具有抑制作用。
针对超声速来流条件下支杆–钝体流场的非定常振荡现象，基于直连式风洞试验台与高速纹影测量系统，在Ma = 2.2来流条件下对尖头支杆–钝体构型与气动圆顶支杆–钝体构型开展了试验研究，并对试验结果进行了统计分析。首先根据瞬态结果对流场典型结构与演化历程进行了解释，随后通过残差收敛历程对统计结果的可靠性做出了评估，最后从时均流场和脉动流场两个方面进一步分析了流场的振荡特性。结果表明，超声速来流条件下的支杆–钝体流场存在着非定常的流场振荡现象，且在尖头支杆–钝体构型中更加剧烈，在气动圆顶支杆–钝体构型中有所衰减，证明了气动圆顶支杆对流场的非定常振荡具有抑制作用。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220030
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220027
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220090
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210054
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220087
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220132
摘要:
温敏漆测温作为新型的非接触式测温方法，具有成本低、响应快等优点。本文采用了基于双层温敏漆的测温技术以研究固着液滴蒸发的传热特性。通过双层温敏漆测温，分别得到液滴与加热基底接触面以及基底背部的温度分布，构建一维非稳态导热反问题模型，获得液滴与基底接触面处的热流密度分布。研究结果表明，液滴汽化过程可以分为三个阶段：初始加热阶段，对流单元蒸发阶段和薄膜蒸发阶段。在初始加热阶段，热流密度迅速上升。在对流单元蒸发阶段，热流密度逐渐减小后基本维持不变。在薄膜蒸发阶段，由于液膜较薄，汽化增强，热流密度先增大，随液滴即将完全蒸发，其热流密度又迅速减小。通过校核液滴蒸发换热量，验证了本文实验方法的可靠性，本文研究成果有助于拓宽相变传热热流密度的实验测量方法。
温敏漆测温作为新型的非接触式测温方法，具有成本低、响应快等优点。本文采用了基于双层温敏漆的测温技术以研究固着液滴蒸发的传热特性。通过双层温敏漆测温，分别得到液滴与加热基底接触面以及基底背部的温度分布，构建一维非稳态导热反问题模型，获得液滴与基底接触面处的热流密度分布。研究结果表明，液滴汽化过程可以分为三个阶段：初始加热阶段，对流单元蒸发阶段和薄膜蒸发阶段。在初始加热阶段，热流密度迅速上升。在对流单元蒸发阶段，热流密度逐渐减小后基本维持不变。在薄膜蒸发阶段，由于液膜较薄，汽化增强，热流密度先增大，随液滴即将完全蒸发，其热流密度又迅速减小。通过校核液滴蒸发换热量，验证了本文实验方法的可靠性，本文研究成果有助于拓宽相变传热热流密度的实验测量方法。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220039
摘要:
气波制冷机具有制冷效率高、可带液工作等优点。为深入研究气波制冷机核心部件压力振荡管内部波系运动，设计了一套双开口压力振荡管可视化流场测量平台，利用视场拼接和纹影技术获得气波振荡管内密度梯度场的定量表达，并与二维欧拉方程理论计算结果进行了交叉对比验证，误差为3.2%，证明基于纹影技术追踪管内复杂波系运动的方法不仅直观可视且准确可靠。基于上述方法，对不同压比和转速下的气波振荡管内波系开展了深入实验研究。实验结果表明，增加压比或转速均会提升激波马赫数。压比由1.5增至3.0时，激波强度与膨胀波强度均显著增加，强化了对管口的膨胀过程。转速由800 r/min提升至2400 r/min时，膨胀波波系运动路径逐渐向管口方向弯曲，减缓了膨胀波在管口运动的速度，增加了膨胀波对管口的作用时间。
气波制冷机具有制冷效率高、可带液工作等优点。为深入研究气波制冷机核心部件压力振荡管内部波系运动，设计了一套双开口压力振荡管可视化流场测量平台，利用视场拼接和纹影技术获得气波振荡管内密度梯度场的定量表达，并与二维欧拉方程理论计算结果进行了交叉对比验证，误差为3.2%，证明基于纹影技术追踪管内复杂波系运动的方法不仅直观可视且准确可靠。基于上述方法，对不同压比和转速下的气波振荡管内波系开展了深入实验研究。实验结果表明，增加压比或转速均会提升激波马赫数。压比由1.5增至3.0时，激波强度与膨胀波强度均显著增加，强化了对管口的膨胀过程。转速由800 r/min提升至2400 r/min时，膨胀波波系运动路径逐渐向管口方向弯曲，减缓了膨胀波在管口运动的速度，增加了膨胀波对管口的作用时间。
, 最新更新时间 , 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。
, 最新更新时间 , 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。
, 最新更新时间 , 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。
, 最新更新时间 , 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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230003
摘要:
超临界流体是一种极端条件下（温度与压力均处于临界点以上）非常态流体。浮力驱动的超临界流体Rayleigh–Bénard(RB)对流则是一种新的非线性热对流体系，其浮力作用不符合Boussinesq近似，且在温差的作用下物性在临界点附近出现剧烈畸变并伴随着丰富的流动与相变耦合过程。本实验设计了可承载超临界二氧化碳（SCO2）的透明蓝宝石压力容器，建立竖直温度梯度作用下的超临界流体RB对流，观测不同温差作用下的流动结构和超临界相变过程并通过图像互相关算法计算“雾化”液滴的速度场。实验采用铂电阻测温，并精确容器上下端的温差，研究超临界二氧化碳在线性降温过程中多种流态与速度场的演化。在线性降温过程中，SCO2经历超临界流动、跨临界流动和气液两相流动三个典型过程。跨临界流动是相变与浮力热对流的强耦合过程，导致超临界二氧化碳RB对流具有多态的非稳态流动。实验表明，超临界RB对流对温差极为敏感，温差越大则超临界域内的对流更为剧烈；随着温度的降低，雾化的液滴不断凝聚，形成丰富的多层流动结构，并最终向气液两相流动演化。
超临界流体是一种极端条件下（温度与压力均处于临界点以上）非常态流体。浮力驱动的超临界流体Rayleigh–Bénard(RB)对流则是一种新的非线性热对流体系，其浮力作用不符合Boussinesq近似，且在温差的作用下物性在临界点附近出现剧烈畸变并伴随着丰富的流动与相变耦合过程。本实验设计了可承载超临界二氧化碳（SCO2）的透明蓝宝石压力容器，建立竖直温度梯度作用下的超临界流体RB对流，观测不同温差作用下的流动结构和超临界相变过程并通过图像互相关算法计算“雾化”液滴的速度场。实验采用铂电阻测温，并精确容器上下端的温差，研究超临界二氧化碳在线性降温过程中多种流态与速度场的演化。在线性降温过程中，SCO2经历超临界流动、跨临界流动和气液两相流动三个典型过程。跨临界流动是相变与浮力热对流的强耦合过程，导致超临界二氧化碳RB对流具有多态的非稳态流动。实验表明，超临界RB对流对温差极为敏感，温差越大则超临界域内的对流更为剧烈；随着温度的降低，雾化的液滴不断凝聚，形成丰富的多层流动结构，并最终向气液两相流动演化。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210192
摘要:
稀薄流场中的转动温度、振动温度不一致是热力学非平衡的具体表现，采用电子束荧光技术这一非接触测量手段可测量稀薄流场转动温度和振动温度。本文介绍了电子束荧光技术测量稀薄流场转动温度、振动温度的基本原理和方法，给出了在Φ0.3米高超声速低密度风洞开展喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度的测量结果。重复性测量结果表明：转动温度最大相对不确定度为0.26%，振动温度最大相对不确定度为0.8%；M12、M16锥形喷管出口截面上的转动温度和振动温度结果分布体现了锥形喷管膨胀流动的特点，各喷管三个状态的测量结果表明随稀薄度增加，振动温度与转动温度的偏差越大，热力学非平衡现象越突出。
稀薄流场中的转动温度、振动温度不一致是热力学非平衡的具体表现，采用电子束荧光技术这一非接触测量手段可测量稀薄流场转动温度和振动温度。本文介绍了电子束荧光技术测量稀薄流场转动温度、振动温度的基本原理和方法，给出了在Φ0.3米高超声速低密度风洞开展喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度的测量结果。重复性测量结果表明：转动温度最大相对不确定度为0.26%，振动温度最大相对不确定度为0.8%；M12、M16锥形喷管出口截面上的转动温度和振动温度结果分布体现了锥形喷管膨胀流动的特点，各喷管三个状态的测量结果表明随稀薄度增加，振动温度与转动温度的偏差越大，热力学非平衡现象越突出。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220119
摘要:
纳米流体燃料是将纳米颗粒添加至液体燃料中形成的一种悬浮液，具有高能量密度、点火延迟时间短等优点，具有改善燃料燃烧特性的潜力。为探寻更为有效的纳米流体燃料性能调控方法，本文回顾了近年来国内外纳米流体燃料性能调控的研究进展，主要介绍了纳米流体的稳定性能、流变性能、蒸发性能、点火性能和燃烧性能调控的研究成果，分析了各种物理和化学调节方法及其基本原理。添加表面活性剂和金属包覆改性是改善纳米流体燃料稳定性能和流变性能的主要方法；点火性能和燃烧性能的调控主要基于提高燃料液滴热传导和热辐射吸收能力、促进金属颗粒自身释热等途径，主要包括添加纳米金属颗粒、纳米金属氧化物及新型亚稳态分子间复合物等。纳米流体燃料的下一步研究应重点围绕拓宽纳米流体燃料界限、探索新型表面活性剂、建立纳米流体燃料点火燃烧理论体系等方面展开。
纳米流体燃料是将纳米颗粒添加至液体燃料中形成的一种悬浮液，具有高能量密度、点火延迟时间短等优点，具有改善燃料燃烧特性的潜力。为探寻更为有效的纳米流体燃料性能调控方法，本文回顾了近年来国内外纳米流体燃料性能调控的研究进展，主要介绍了纳米流体的稳定性能、流变性能、蒸发性能、点火性能和燃烧性能调控的研究成果，分析了各种物理和化学调节方法及其基本原理。添加表面活性剂和金属包覆改性是改善纳米流体燃料稳定性能和流变性能的主要方法；点火性能和燃烧性能的调控主要基于提高燃料液滴热传导和热辐射吸收能力、促进金属颗粒自身释热等途径，主要包括添加纳米金属颗粒、纳米金属氧化物及新型亚稳态分子间复合物等。纳米流体燃料的下一步研究应重点围绕拓宽纳米流体燃料界限、探索新型表面活性剂、建立纳米流体燃料点火燃烧理论体系等方面展开。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220143
摘要:
利用磁悬浮技术、管道内抽真空形成低压运行环境，真空管道列车理论上可以实现超过1000 km/h的运行速度。封闭管道导致气动环境复杂，同时列车悬浮运行使列车运行姿态极易发生改变，列车流固耦合效应明显。为探究真空管道列车流固耦合理论及分析方法，对真空管道列车气动研究进展、轨道列车流固耦合特性研究进展进行了综述，分析了真空管道列车流固耦合关键技术，提出了需要重点发展的真空管道列车流场分析技术、流固耦合分析技术和控制技术，可为真空管道列车流固耦合机理研究提供参考。
利用磁悬浮技术、管道内抽真空形成低压运行环境，真空管道列车理论上可以实现超过1000 km/h的运行速度。封闭管道导致气动环境复杂，同时列车悬浮运行使列车运行姿态极易发生改变，列车流固耦合效应明显。为探究真空管道列车流固耦合理论及分析方法，对真空管道列车气动研究进展、轨道列车流固耦合特性研究进展进行了综述，分析了真空管道列车流固耦合关键技术，提出了需要重点发展的真空管道列车流场分析技术、流固耦合分析技术和控制技术，可为真空管道列车流固耦合机理研究提供参考。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230011
摘要:
多光谱测温是一种应用广泛的非接触式测温方法。针对多光谱高温计分光系统复杂的问题，本文设计了基于光场相机的光场多光谱高温计，用简洁的光学系统即可实现二维高温测量。光场相机可同时记录入射光线的方向和强度，通过在相机主镜头前放置滤波片阵列，光线的方向信息被替换为光谱信息，使得图像传感器可同时获取光线的光谱和强度。在光谱发射率未知的情况下获得被测对象温度，是多光谱数据处理中亟待解决的难题。常用的发射率假设模型法无法广泛应用于各种材料的温度测量。本文提出了一种基于多目标优化的多光谱温度反演方法，无需发射率先验知识即可精确求解被测对象真实温度和光谱发射率。该方法根据辐射方程建立多目标函数，设置发射率约束条件，并采用惩罚函数法求解约束优化问题。黑体炉标定实验结果表明：该方法的测量误差小于1%，表明了所提出的光场多光谱测温硬件设计及温度反演方法的可行性和可靠性。
多光谱测温是一种应用广泛的非接触式测温方法。针对多光谱高温计分光系统复杂的问题，本文设计了基于光场相机的光场多光谱高温计，用简洁的光学系统即可实现二维高温测量。光场相机可同时记录入射光线的方向和强度，通过在相机主镜头前放置滤波片阵列，光线的方向信息被替换为光谱信息，使得图像传感器可同时获取光线的光谱和强度。在光谱发射率未知的情况下获得被测对象温度，是多光谱数据处理中亟待解决的难题。常用的发射率假设模型法无法广泛应用于各种材料的温度测量。本文提出了一种基于多目标优化的多光谱温度反演方法，无需发射率先验知识即可精确求解被测对象真实温度和光谱发射率。该方法根据辐射方程建立多目标函数，设置发射率约束条件，并采用惩罚函数法求解约束优化问题。黑体炉标定实验结果表明：该方法的测量误差小于1%，表明了所提出的光场多光谱测温硬件设计及温度反演方法的可行性和可靠性。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220140
摘要:
真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求，难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计，本文开展了相关数值研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式，采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型，计算了超导磁浮车在真空管道内超高速运行时的管道内三维流场结构、激波反射和传播规律，对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响，重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现：轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射，导致尾部压力波动；列车底部流动间隙增大，列车尾部激波强度下降，激波现象更为明显，气动阻力系数降低8.855%，气动升力系数增大14.312%。
真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求，难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计，本文开展了相关数值研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式，采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型，计算了超导磁浮车在真空管道内超高速运行时的管道内三维流场结构、激波反射和传播规律，对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响，重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现：轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射，导致尾部压力波动；列车底部流动间隙增大，列车尾部激波强度下降，激波现象更为明显，气动阻力系数降低8.855%，气动升力系数增大14.312%。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220095
摘要:
为研究俯仰水翼引起的涡旋射流的流动特性，使用立体阴影成像系统对流场进行了三维测量。通过比较二维粒子图像测速、二维粒子追踪测速和三维粒子追踪测速的计算结果，发现刚性对称NACA0012翼型在静水中固定位置的纯俯仰运动会产生2个方向的弱射流，同时伴随产生小尺度涡旋。速度统计结果表明，当水翼旋转角较大时，会产生更为明显的涡旋及速度变化。本文研究得到了水翼俯仰运动产生的三维尾流结构，发现深度方向（z方向）上也存在关于z=−3 mm平面对称的涡结构。三维测量结果表明，在有限翼型纵横比下，不能忽略水翼俯仰运动产生的复杂三维流动深度方向的速度分量。
为研究俯仰水翼引起的涡旋射流的流动特性，使用立体阴影成像系统对流场进行了三维测量。通过比较二维粒子图像测速、二维粒子追踪测速和三维粒子追踪测速的计算结果，发现刚性对称NACA0012翼型在静水中固定位置的纯俯仰运动会产生2个方向的弱射流，同时伴随产生小尺度涡旋。速度统计结果表明，当水翼旋转角较大时，会产生更为明显的涡旋及速度变化。本文研究得到了水翼俯仰运动产生的三维尾流结构，发现深度方向（z方向）上也存在关于z=−3 mm平面对称的涡结构。三维测量结果表明，在有限翼型纵横比下，不能忽略水翼俯仰运动产生的复杂三维流动深度方向的速度分量。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220149
摘要:
磁浮飞行风洞的运行原理是利用磁悬浮、牵引和导向技术，驱动搭载模型的磁浮平台在封闭直线管道内作高速运动。磁悬浮系统对于精确控制模型加速/匀速/减速运动、达到试验所需运动状态尤其重要。本文结合磁浮飞行风洞总体技术指标及对磁悬浮系统的要求，从运行稳定性、系统安全性、试验功能性、环境适应性、技术成熟度等方面，对比分析常导电磁悬浮、永磁电动悬浮、高温/低温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统。常导电磁悬浮系统难以达到最高运行速度（马赫数1.0）的技术指标，暂不作为磁浮飞行风洞备选磁悬浮方案。针对磁浮飞行风洞应用场景，基于层次分析法和灰色关联度分析法建立磁悬浮系统综合决策模型。结果表明，高温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统具有较好的应用潜力。
磁浮飞行风洞的运行原理是利用磁悬浮、牵引和导向技术，驱动搭载模型的磁浮平台在封闭直线管道内作高速运动。磁悬浮系统对于精确控制模型加速/匀速/减速运动、达到试验所需运动状态尤其重要。本文结合磁浮飞行风洞总体技术指标及对磁悬浮系统的要求，从运行稳定性、系统安全性、试验功能性、环境适应性、技术成熟度等方面，对比分析常导电磁悬浮、永磁电动悬浮、高温/低温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统。常导电磁悬浮系统难以达到最高运行速度（马赫数1.0）的技术指标，暂不作为磁浮飞行风洞备选磁悬浮方案。针对磁浮飞行风洞应用场景，基于层次分析法和灰色关联度分析法建立磁悬浮系统综合决策模型。结果表明，高温超导电动悬浮和高温超导钉扎悬浮系统具有较好的应用潜力。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220065
摘要:
在300 kW管式电弧加热器上，通过试验测定了CO2介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析，得到了可同时应用于CO2介质和空气介质的电热特性关系式，并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明：CO2和空气电弧加热器的电热特性相似，在相同输入参数（电弧电流、气体质量流量）下，CO2介质比空气介质条件下的弧室总压平均低18%，但电弧电压、焓值和热效率分别高5.9%、6.7%和10.9%；通过统一关系式得到的数据和试验数据一致性较好，伏安特性和热效率回归误差分别为−13%～11.4%和−33.0%～34.7%。
在300 kW管式电弧加热器上，通过试验测定了CO2介质和空气介质条件下的伏安特性和热效率数据。基于相似参数进行回归分析，得到了可同时应用于CO2介质和空气介质的电热特性关系式，并与国外类似电弧加热器进行了比较。研究结果表明：CO2和空气电弧加热器的电热特性相似，在相同输入参数（电弧电流、气体质量流量）下，CO2介质比空气介质条件下的弧室总压平均低18%，但电弧电压、焓值和热效率分别高5.9%、6.7%和10.9%；通过统一关系式得到的数据和试验数据一致性较好，伏安特性和热效率回归误差分别为−13%～11.4%和−33.0%～34.7%。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220086
摘要:
利用铁磁流体液滴在磁场作用下的可控动态行为机制，实现微小部件甚至气泡等的定向输运，在微流控器件、抗结冰、滴状凝结及矿物浮选等领域都具有广泛的应用前景，但目前对于铁磁流体在超疏水表面的场辅助润湿行为机理、影响因素及调控方法等尚不明确。本文通过实验研究了外加磁场作用下水基铁磁流体在非磁疏水表面的润湿行为和液滴形态动态演变过程。在垂直方向磁场的激励下，通过控制磁感应强度及铁磁流体液滴体积，实验观测液滴的接触线直径和接触角变化。结果表明：在弱磁场作用下，铁磁流体液滴表观接触角由90°以上降至90°以下；在磁场作用下，铁磁流体液滴中的纳米磁性颗粒沿磁力线方向形成链状结构，液滴接触角发生变化。根据接触角、接触线直径、液滴高度和液滴体积对铁磁流体液滴润湿行为进行量化，采用标度分析方法建立磁场与接触角之间的理论预测关系。本文研究结果有助于理解磁场调控下铁磁流体在超疏水表面的可逆浸润性机制。
利用铁磁流体液滴在磁场作用下的可控动态行为机制，实现微小部件甚至气泡等的定向输运，在微流控器件、抗结冰、滴状凝结及矿物浮选等领域都具有广泛的应用前景，但目前对于铁磁流体在超疏水表面的场辅助润湿行为机理、影响因素及调控方法等尚不明确。本文通过实验研究了外加磁场作用下水基铁磁流体在非磁疏水表面的润湿行为和液滴形态动态演变过程。在垂直方向磁场的激励下，通过控制磁感应强度及铁磁流体液滴体积，实验观测液滴的接触线直径和接触角变化。结果表明：在弱磁场作用下，铁磁流体液滴表观接触角由90°以上降至90°以下；在磁场作用下，铁磁流体液滴中的纳米磁性颗粒沿磁力线方向形成链状结构，液滴接触角发生变化。根据接触角、接触线直径、液滴高度和液滴体积对铁磁流体液滴润湿行为进行量化，采用标度分析方法建立磁场与接触角之间的理论预测关系。本文研究结果有助于理解磁场调控下铁磁流体在超疏水表面的可逆浸润性机制。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220083
摘要:
航空煤油作为先进航空燃气涡轮发动机的冷却介质时，在发动机特定工况下处于接近临界点的亚临界状态或超临界状态，因此，针对喷嘴流道流动及喷射掺混等流体物理规律的研究对于发动机燃烧室设计十分重要。本文围绕跨/超临界条件流体的流动特性及喷射掺混规律进行了文献综述。文献表明，现有跨/超临界条件流体内流道的流动特性研究多局限于小分子、单质流体，流体相变条件取决于入口参数和流道几何特性，流道类型多局限于简单几何流道，而相关研究则多局限于较为狭窄的参数范围。以小分子流体作为研究介质的喷射掺混特性研究表明，跨/超临界条件下的流体喷射掺混效果很大程度上受到流体热力学特性的影响，特别是在改变喷嘴几何构型时，超临界流体射流形态及喷射掺混评价模型与方法尚未获得一致的研究结论。对于跨/超临界条件下大分子碳氢燃料（航空煤油）在收缩喷嘴流道等复杂几何流道中的流动规律以及复杂喷嘴构型喷射掺混特性的研究，尚有待深入开展。一方面，需准确建立航空煤油在超临界条件下的热力学模型，另一方面，需揭示喷射流体界面变形、破碎机理及规律，以先进光学诊断手段捕获流体掺混行为，总结描述掺混特性参数及其变化规律。
航空煤油作为先进航空燃气涡轮发动机的冷却介质时，在发动机特定工况下处于接近临界点的亚临界状态或超临界状态，因此，针对喷嘴流道流动及喷射掺混等流体物理规律的研究对于发动机燃烧室设计十分重要。本文围绕跨/超临界条件流体的流动特性及喷射掺混规律进行了文献综述。文献表明，现有跨/超临界条件流体内流道的流动特性研究多局限于小分子、单质流体，流体相变条件取决于入口参数和流道几何特性，流道类型多局限于简单几何流道，而相关研究则多局限于较为狭窄的参数范围。以小分子流体作为研究介质的喷射掺混特性研究表明，跨/超临界条件下的流体喷射掺混效果很大程度上受到流体热力学特性的影响，特别是在改变喷嘴几何构型时，超临界流体射流形态及喷射掺混评价模型与方法尚未获得一致的研究结论。对于跨/超临界条件下大分子碳氢燃料（航空煤油）在收缩喷嘴流道等复杂几何流道中的流动规律以及复杂喷嘴构型喷射掺混特性的研究，尚有待深入开展。一方面，需准确建立航空煤油在超临界条件下的热力学模型，另一方面，需揭示喷射流体界面变形、破碎机理及规律，以先进光学诊断手段捕获流体掺混行为，总结描述掺混特性参数及其变化规律。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220047
摘要:
受大尺寸光学元件材料和加工工艺限制，常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备大尺寸模型流场显示需要，提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示，根据成像原理，以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径聚焦透镜、高清成像屏等关键技术的基础上，建立了2套测试视场1.2 m × 1.2 m的聚焦纹影系统，在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接，有望实现更大视场的流场显示。
受大尺寸光学元件材料和加工工艺限制，常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备大尺寸模型流场显示需要，提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示，根据成像原理，以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径聚焦透镜、高清成像屏等关键技术的基础上，建立了2套测试视场1.2 m × 1.2 m的聚焦纹影系统，在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接，有望实现更大视场的流场显示。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220071
摘要:
本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管，仅通过控制二次流阀门开闭，即可使主射流上下侧产生压差而发生偏转，但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技术，研究了喷管不同横向截面和纵向截面主射流附壁、离壁时的流动特性。研究结果表明：喷管内部存在剪切层旋涡、尾缘倒吸和分离泡等流动结构，同时近壁面存在横向流动，角区存在“角涡”结构。流动结构之间的相互作用规律，为解决推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题提供了物理模型基础。
本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管，仅通过控制二次流阀门开闭，即可使主射流上下侧产生压差而发生偏转，但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技术，研究了喷管不同横向截面和纵向截面主射流附壁、离壁时的流动特性。研究结果表明：喷管内部存在剪切层旋涡、尾缘倒吸和分离泡等流动结构，同时近壁面存在横向流动，角区存在“角涡”结构。流动结构之间的相互作用规律，为解决推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题提供了物理模型基础。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220104
摘要:
由于复杂的流场结构和涡系间的相互影响，飞翼布局飞行器在大迎角区域易发生横航向非指令运动。为抑制这种运动，基于现有的两种主动射流控制技术，在飞翼布局飞行器上布置了两组射流激励器，并通过风洞测力实验验证了激励器的控制效果。通过大迎角横航向风洞虚拟飞行实验，捕捉了飞翼布局飞行器横航向非指令运动现象，并运用比例–积分–微分（PID）控制和深度强化学习方法对横航向非指令运动进行抑制。风洞实验表明，深度强化学习方法对高耦合、非线性问题的控制效果更好，训练得到的智能体模型能够有效抑制飞翼布局飞行器的横航向非指令运动。
由于复杂的流场结构和涡系间的相互影响，飞翼布局飞行器在大迎角区域易发生横航向非指令运动。为抑制这种运动，基于现有的两种主动射流控制技术，在飞翼布局飞行器上布置了两组射流激励器，并通过风洞测力实验验证了激励器的控制效果。通过大迎角横航向风洞虚拟飞行实验，捕捉了飞翼布局飞行器横航向非指令运动现象，并运用比例–积分–微分（PID）控制和深度强化学习方法对横航向非指令运动进行抑制。风洞实验表明，深度强化学习方法对高耦合、非线性问题的控制效果更好，训练得到的智能体模型能够有效抑制飞翼布局飞行器的横航向非指令运动。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220056
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仿真研究，结果表明：采用实验室校准箱吹风试验、数值仿真两种方法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%；两种方法获取的内、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，两种方法获取的分开排气系统特性偏差满足工程精度要求。
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仿真研究，结果表明：采用实验室校准箱吹风试验、数值仿真两种方法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%；两种方法获取的内、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，两种方法获取的分开排气系统特性偏差满足工程精度要求。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220059
摘要:
为在4 m量级低速风洞中开展双发进气道试验，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所4 m × 3 m风洞中建立了一种双发进气道试验方法：模型采用单支杆方式支撑，以两路独立的引射器和数字式调压阀系统实现双发进气道的流量模拟与控制。模型迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。采用该方法完成了一期双发进气道低速试验，试验结果表明：模型受管路气动影响小；独立的模型和引射器支撑机构适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验的需求。
为在4 m量级低速风洞中开展双发进气道试验，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所4 m × 3 m风洞中建立了一种双发进气道试验方法：模型采用单支杆方式支撑，以两路独立的引射器和数字式调压阀系统实现双发进气道的流量模拟与控制。模型迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。采用该方法完成了一期双发进气道低速试验，试验结果表明：模型受管路气动影响小；独立的模型和引射器支撑机构适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验的需求。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220062
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220038
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r（r=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r（r=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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220077
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220026
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220050
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220029
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220074
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210131
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220068
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220032
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210149
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%。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210116
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220017
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210194
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220002
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%。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210146
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210077
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210182
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20210071
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220103
摘要:
针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布高分辨率测量需求，发展了先进的可调谐激光吸收光谱（TDLAS）燃烧场分布重建技术，通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目，实现场分布重建问题求解方程数量的增加，联立所有交叉光路下吸收光谱获得的吸光度方程，构建以温度和浓度为未知数的最优化目标函数，利用全局寻优模拟退火算法对目标函数进行求解，实现温度场和水汽分压场的重建。发动机直连台架试验中，采用正交光路布局，设计共16条测量光路（水平5条、垂直11条）的方形光机结构，集成TDLAS测量系统。对5只DFB激光器采用分时直接吸收探测方式，测量频率4 kHz，每条测量光路下可扫描获得5条水汽吸收谱线（7467.77、7444.36、7185.60、7179.75和6807.83 cm），系统在高温炉上开展了多温度台阶标定测试，温度测量偏差在2.7%以内。外场试验中，对16条光路下同步采集到的吸收光谱数据进行离线处理，获得了发动机燃油点火、燃烧、熄火各个状态下的温度场和水汽分压场分布数据。试验结果表明：TDLAS多线吸收测量技术能够实现场分布准确稳定测量，满足发动机复杂燃烧流场诊断和恶劣工况工程应用需求。
针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布高分辨率测量需求，发展了先进的可调谐激光吸收光谱（TDLAS）燃烧场分布重建技术，通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目，实现场分布重建问题求解方程数量的增加，联立所有交叉光路下吸收光谱获得的吸光度方程，构建以温度和浓度为未知数的最优化目标函数，利用全局寻优模拟退火算法对目标函数进行求解，实现温度场和水汽分压场的重建。发动机直连台架试验中，采用正交光路布局，设计共16条测量光路（水平5条、垂直11条）的方形光机结构，集成TDLAS测量系统。对5只DFB激光器采用分时直接吸收探测方式，测量频率4 kHz，每条测量光路下可扫描获得5条水汽吸收谱线（7467.77、7444.36、7185.60、7179.75和6807.83 cm），系统在高温炉上开展了多温度台阶标定测试，温度测量偏差在2.7%以内。外场试验中，对16条光路下同步采集到的吸收光谱数据进行离线处理，获得了发动机燃油点火、燃烧、熄火各个状态下的温度场和水汽分压场分布数据。试验结果表明：TDLAS多线吸收测量技术能够实现场分布准确稳定测量，满足发动机复杂燃烧流场诊断和恶劣工况工程应用需求。
