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考虑温度影响的PSP动态校准方法及特性研究
刘强, 李强, 魏春华, 尹熹伟, 蒋海林, 梁磊
, doi: 10.11729/syltlx20230161
摘要(13) HTML(4) PDF(0)
摘要:
快响应压敏涂料( Pressure-Sensitive Paint, PSP)的动态特性及温度对其影响规律是决定快响应PSP是否适用于非定常流场的关键依据。本文提出了快响应PSP动态校准方法,采用能够调节温度和频率的动态校准系统建立可控校准驻波场,系统开展了温度对所研制的聚合物陶瓷压敏涂料(Polymer Ceramic Pressure-Sensitive Paint, PC-PSP)压力灵敏度和频响特性的影响研究。动态校准比静态校准能够更为准确地反映快响应涂料的特性。频率变化对PC-PSP压力灵敏度有显著影响;温度对PC-PSP压力灵敏度的影响不明显,但在测量中不可忽视PSP的温度敏感度。同一温度下,随着频率增大,增益减小,相位滞后现象逐渐增强;不同温度下,随着温度升高,截止频率增大,相位滞后现象逐渐减弱。所测试的PC-PSP在20 ℃、0.5 kHz下的动态压力灵敏度为0.59%/kPa,在20 ℃、3.0 kHz下动态压力灵敏度为0.51%/kPa,截止频率为4.8 kHz,性能稳定,满足低速风洞非定常试验的工程要求。 快响应压敏涂料( Pressure-Sensitive Paint, PSP)的动态特性及温度对其影响规律是决定快响应PSP是否适用于非定常流场的关键依据。本文提出了快响应PSP动态校准方法,采用能够调节温度和频率的动态校准系统建立可控校准驻波场,系统开展了温度对所研制的聚合物陶瓷压敏涂料(Polymer Ceramic Pressure-Sensitive Paint, PC-PSP)压力灵敏度和频响特性的影响研究。动态校准比静态校准能够更为准确地反映快响应涂料的特性。频率变化对PC-PSP压力灵敏度有显著影响;温度对PC-PSP压力灵敏度的影响不明显,但在测量中不可忽视PSP的温度敏感度。同一温度下,随着频率增大,增益减小,相位滞后现象逐渐增强;不同温度下,随着温度升高,截止频率增大,相位滞后现象逐渐减弱。所测试的PC-PSP在20 ℃、0.5 kHz下的动态压力灵敏度为0.59%/kPa,在20 ℃、3.0 kHz下动态压力灵敏度为0.51%/kPa,截止频率为4.8 kHz,性能稳定,满足低速风洞非定常试验的工程要求。
基于标度律的壁湍流运动分解与雷诺数效应
胡锐锋
, doi: 10.11729/syltlx20230152
摘要(28) HTML(6) PDF(5)
摘要:
壁湍流广泛存在于自然界和工程中,对其深入研究和理解有助于发展新的计算模型和调控手段。湍流具有多尺度性,壁面带来的各向异性使得壁湍流多尺度运动更为复杂。本文探讨和总结了基于标度律的壁湍流运动分解方法:内–外分解方法和外区分解方法,其中内–外分解方法基于内区湍流运动的雷诺数无关性,而外区分解方法基于Townsend的附着涡标度律;讨论了分解后壁湍流运动统计特性的雷诺数效应,给出了内区湍流运动达到雷诺数无关和出现外区湍流运动的2个临界雷诺数。 壁湍流广泛存在于自然界和工程中,对其深入研究和理解有助于发展新的计算模型和调控手段。湍流具有多尺度性,壁面带来的各向异性使得壁湍流多尺度运动更为复杂。本文探讨和总结了基于标度律的壁湍流运动分解方法:内–外分解方法和外区分解方法,其中内–外分解方法基于内区湍流运动的雷诺数无关性,而外区分解方法基于Townsend的附着涡标度律;讨论了分解后壁湍流运动统计特性的雷诺数效应,给出了内区湍流运动达到雷诺数无关和出现外区湍流运动的2个临界雷诺数。
基于改进BP神经网络的风洞天平静态校准研究
郜明川, 闵夫, 解真东, 杨彦广
, doi: 10.11729/syltlx20230149
摘要(12) HTML(6) PDF(1)
摘要:
针对风洞天平静态校准传统校准模型非线性误差较大的问题,采用BP神经网络建立了天平校准模型。三分量天平的BP神经网络模型为典型三层神经网络(“3–7–3”结构);BP神经网络模型校准精准度满足天平静态校准合格指标,轴向力和俯仰力矩分量校准性能优于传统模型,法向力分量校准性能则略低于传统模型。针对BP神经网络存在的不足,采用经混合策略改进的蝴蝶算法优化BP神经网络的初始权值和阈值,优化后的BP神经网络收敛精度和收敛速度得到提高。使用三分量应变天平校准数据进行了仿真实验,以天平输出信号值和天平加载载荷值作为输入和输出构建BP神经网络。传统校准模型、BP神经网络校准模型、蝴蝶算法优化BP神经网络校准模型的仿真实验结果对比表明:使用优化BP神经网络模型拟合天平校准公式,其校准性能比传统校准模型提高70%~90%,可有效消除传统校准模型非线性误差,显著提高天平静态校准精准度。 针对风洞天平静态校准传统校准模型非线性误差较大的问题,采用BP神经网络建立了天平校准模型。三分量天平的BP神经网络模型为典型三层神经网络(“3–7–3”结构);BP神经网络模型校准精准度满足天平静态校准合格指标,轴向力和俯仰力矩分量校准性能优于传统模型,法向力分量校准性能则略低于传统模型。针对BP神经网络存在的不足,采用经混合策略改进的蝴蝶算法优化BP神经网络的初始权值和阈值,优化后的BP神经网络收敛精度和收敛速度得到提高。使用三分量应变天平校准数据进行了仿真实验,以天平输出信号值和天平加载载荷值作为输入和输出构建BP神经网络。传统校准模型、BP神经网络校准模型、蝴蝶算法优化BP神经网络校准模型的仿真实验结果对比表明:使用优化BP神经网络模型拟合天平校准公式,其校准性能比传统校准模型提高70%~90%,可有效消除传统校准模型非线性误差,显著提高天平静态校准精准度。
密度分层介质中水下航行体绕流涡演化特性
张彬, 周根水, 高德宝, 杜欣明, 樊晓冰, 刘建华
, doi: 10.11729/syltlx20230137
摘要(16) HTML(7) PDF(3)
摘要:
在真实海洋环境中,海水存在密度分层。当水下航行器在密度分层界面附近航行时,其尾流会破坏初始密度分层界面,形成分层尾迹。分层尾迹是非声目标特征之一,分层尾迹探测已成为水下航行体探测的新兴技术。为建立分层环境下水下航行体尾迹探测的理论基础和方法,应先探明水下航行体绕流涡系在密度分层介质中的发展演化特性。本文以缩比SUBOFF模型为研究对象,开展了实验测试和大涡模拟,得到了水下航行体绕流涡系在密度分层介质中的精细流场,大涡模拟结果、实验测试结果与相关文献测试结果基本吻合。研究发现:由于模型尾部分离涡存在强非定常性,尾流中盐水与淡水的掺混表现出多尺度特征;较强的孤立涡结构在掺混分层流体的过程中,逐渐演化为规则结构并脱离分层主界面,分层界面在一定宽度范围内整体上呈现出离散特征。研究结果表明,基于密度梯度的尾迹探测手段可以对水下航行体尾流场进行有效探测。 在真实海洋环境中,海水存在密度分层。当水下航行器在密度分层界面附近航行时,其尾流会破坏初始密度分层界面,形成分层尾迹。分层尾迹是非声目标特征之一,分层尾迹探测已成为水下航行体探测的新兴技术。为建立分层环境下水下航行体尾迹探测的理论基础和方法,应先探明水下航行体绕流涡系在密度分层介质中的发展演化特性。本文以缩比SUBOFF模型为研究对象,开展了实验测试和大涡模拟,得到了水下航行体绕流涡系在密度分层介质中的精细流场,大涡模拟结果、实验测试结果与相关文献测试结果基本吻合。研究发现:由于模型尾部分离涡存在强非定常性,尾流中盐水与淡水的掺混表现出多尺度特征;较强的孤立涡结构在掺混分层流体的过程中,逐渐演化为规则结构并脱离分层主界面,分层界面在一定宽度范围内整体上呈现出离散特征。研究结果表明,基于密度梯度的尾迹探测手段可以对水下航行体尾流场进行有效探测。
高聚物管道流超大尺度结构特征实验研究
禹东峰, 刘建华, 穆科宇, 韩迪熹, 钟强
, doi: 10.11729/syltlx20230105
摘要(18) HTML(11) PDF(4)
摘要:
高聚物减阻在管道输送中发挥着重要作用。管道湍流中的相干结构与高聚物减阻机理密切相关。实际工程中的管道流动大多为高雷诺数流动,高雷诺数管道流中最主要的含能相干结构为10倍管径量级的超大尺度结构。本文对高雷诺数高聚物管道流中的超大尺度结构进行实验研究。开展了4种高聚物浓度(以质量分数表征)、3种雷诺数共12组TR-PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)实验,使用预乘谱对超大尺度结构的尺度和强度特征进行了分析。研究结果表明,在相同雷诺数下,随着高聚物浓度增大,中心流区超大尺度结构的尺度和强度均明显增大,且与大尺度结构的强度之比也显著增大。在较高浓度下,超大尺度结构取代大尺度结构,成为了外区的主导含能结构。 高聚物减阻在管道输送中发挥着重要作用。管道湍流中的相干结构与高聚物减阻机理密切相关。实际工程中的管道流动大多为高雷诺数流动,高雷诺数管道流中最主要的含能相干结构为10倍管径量级的超大尺度结构。本文对高雷诺数高聚物管道流中的超大尺度结构进行实验研究。开展了4种高聚物浓度(以质量分数表征)、3种雷诺数共12组TR-PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)实验,使用预乘谱对超大尺度结构的尺度和强度特征进行了分析。研究结果表明,在相同雷诺数下,随着高聚物浓度增大,中心流区超大尺度结构的尺度和强度均明显增大,且与大尺度结构的强度之比也显著增大。在较高浓度下,超大尺度结构取代大尺度结构,成为了外区的主导含能结构。
水下航行体首部边界层转捩噪声源定位研究
徐琛, 李晓东, 柏宝红, 黄红波, 刘建华
, doi: 10.11729/syltlx20230102
摘要(29) HTML(7) PDF(6)
摘要:
水下航行体首部边界层转捩区是导流罩自噪声的主要来源之一。为研究水下航行体首部边界层转捩区的噪声特性及声源位置,本文采用缩比SUBOFF模型在高速水洞中开展了试验研究。水洞试验段来流速度3~7 m/s,基于模型长度的雷诺数为107量级,首部表面布置14支脉动压力传感器,测量了首部层流边界层、转捩和湍流边界层的脉动压力场。为定位声源位置,采用传声器阵列进行了水下航行体首部主要噪声源的三维声源定位,定位方法为基于小波变换的函数波束形成方法。试验结果表明:随着来流速度增大,首部边界层转捩起始位置不断向前移动,同时脉动压力频谱中的中频分量显著增加。声源定位结果表明:水下航行体首部主要噪声源呈三维环形分布,且声源所在流向位置与边界层转捩区位置基本重合,研究结果表明边界层转捩区是水下航行体首部的主要噪声源。 水下航行体首部边界层转捩区是导流罩自噪声的主要来源之一。为研究水下航行体首部边界层转捩区的噪声特性及声源位置,本文采用缩比SUBOFF模型在高速水洞中开展了试验研究。水洞试验段来流速度3~7 m/s,基于模型长度的雷诺数为107量级,首部表面布置14支脉动压力传感器,测量了首部层流边界层、转捩和湍流边界层的脉动压力场。为定位声源位置,采用传声器阵列进行了水下航行体首部主要噪声源的三维声源定位,定位方法为基于小波变换的函数波束形成方法。试验结果表明:随着来流速度增大,首部边界层转捩起始位置不断向前移动,同时脉动压力频谱中的中频分量显著增加。声源定位结果表明:水下航行体首部主要噪声源呈三维环形分布,且声源所在流向位置与边界层转捩区位置基本重合,研究结果表明边界层转捩区是水下航行体首部的主要噪声源。
水下航行体边界层转捩流动结构实验研究
刘瑶瑶, 潘翀, 郭辉, 刘建华
, doi: 10.11729/syltlx20230107
摘要(24) HTML(7) PDF(3)
摘要:
采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35 × 105。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。 采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35 × 105。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。
高弗劳德数下绕锥头回转体通气空泡流态特征及压力脉动特性实验研究
李涵, 郝亮, 张孟杰, 刘涛涛, 孔德才
, doi: 10.11729/syltlx20230138
摘要(44) HTML(19) PDF(1)
摘要:
本文基于循环水洞,采用高速摄影和压力传感器对绕锥头回转体通气空泡的流场特性进行了测量,重点讨论了高弗劳德数下通气空泡的流态特征以及不同空泡形态下回转体壁面的压力演化规律。研究结果表明:高弗劳德数下,重力效应可以忽略,绕锥头回转体通气空泡呈现出泡沫状(FC)、间歇透明状(ITC)和连续透明状(CTC)等三种典型的流态。其中,FC状空泡位于小通气率范围内,空泡末端以小尺度空泡团脱落为主,回转体壁面瞬态压力分布呈现出高频、低幅值脉动,压力系数最大脉动幅值为0.18;ITC状空泡为FC和CTC之间的过渡流态,空泡末端的大尺度空泡团脱落使得回转体壁面瞬态压力分布呈现出低频、高幅值脉动,压力系数最大脉动幅值为0.49;CTC状空泡位于大通气率范围内,空泡脱落以及压力脉动特性与ITC状空泡类似。特定的弗劳德数下,由FC逐渐转变为CTC的过程中,不同测点获得的回转体壁面压力都呈现出先减小后增大并稳定的趋势。 本文基于循环水洞,采用高速摄影和压力传感器对绕锥头回转体通气空泡的流场特性进行了测量,重点讨论了高弗劳德数下通气空泡的流态特征以及不同空泡形态下回转体壁面的压力演化规律。研究结果表明:高弗劳德数下,重力效应可以忽略,绕锥头回转体通气空泡呈现出泡沫状(FC)、间歇透明状(ITC)和连续透明状(CTC)等三种典型的流态。其中,FC状空泡位于小通气率范围内,空泡末端以小尺度空泡团脱落为主,回转体壁面瞬态压力分布呈现出高频、低幅值脉动,压力系数最大脉动幅值为0.18;ITC状空泡为FC和CTC之间的过渡流态,空泡末端的大尺度空泡团脱落使得回转体壁面瞬态压力分布呈现出低频、高幅值脉动,压力系数最大脉动幅值为0.49;CTC状空泡位于大通气率范围内,空泡脱落以及压力脉动特性与ITC状空泡类似。特定的弗劳德数下,由FC逐渐转变为CTC的过程中,不同测点获得的回转体壁面压力都呈现出先减小后增大并稳定的趋势。
针对FDA标准喷管模型血流动力学特性的离体模拟实验研究
徐可伟, 高琪, 万敏, 张克
, doi: 10.11729/syltlx20230146
摘要(27) HTML(7) PDF(1)
摘要:
为了离体开展冠状动脉血液动力学研究,并从流体力学角度研究心血管疾病产生机理,搭建了具有体循环和冠状动脉循环的体外模拟循环回路。以美国食品药品监督管理局(Food and Drug Administration, FDA)发布的标准喷管模型为研究对象,采用多种流体测量技术在冠状动脉流动工况下进行血液动力学离体研究:通过荧光粒子模拟血小板黏附实验,定性模拟及预测喷管模型内部血栓产生位置;采用粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry, PIV)测量喷管模型内部流场,定量分析血栓产生位置及对应位置血液动力学的关系。研究结果表明:荧光粒子容易在后台阶流动结构附近黏附于模型壁面,流场数据显示血栓产生位置与壁面附近的低速区和回流有关。体外血小板黏附模拟和血液动力学研究可为冠状动脉内部血栓形成、相关医疗器械研发提供参考。 为了离体开展冠状动脉血液动力学研究,并从流体力学角度研究心血管疾病产生机理,搭建了具有体循环和冠状动脉循环的体外模拟循环回路。以美国食品药品监督管理局(Food and Drug Administration, FDA)发布的标准喷管模型为研究对象,采用多种流体测量技术在冠状动脉流动工况下进行血液动力学离体研究:通过荧光粒子模拟血小板黏附实验,定性模拟及预测喷管模型内部血栓产生位置;采用粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry, PIV)测量喷管模型内部流场,定量分析血栓产生位置及对应位置血液动力学的关系。研究结果表明:荧光粒子容易在后台阶流动结构附近黏附于模型壁面,流场数据显示血栓产生位置与壁面附近的低速区和回流有关。体外血小板黏附模拟和血液动力学研究可为冠状动脉内部血栓形成、相关医疗器械研发提供参考。
基于粒子图像测速的二维仿水母扑翼涡动力学研究
王媛媛, 王成跃, 莽珊珊, 沈煜年, 陈志华
, doi: 10.11729/syltlx20230080
摘要(43) HTML(17) PDF(5)
摘要:
仿水母扑翼飞行器是一种新型的微型飞行器构型,具有噪声小、灵活机动等特点。本文以定轴往复转动的一对二维平板作为仿水母扑翼的简化模型,采用时间解析的粒子图像测速技术测量了静水中二维扑翼的扰动流场。通过控制舵机改变扑翼拍动周期和拍动角度幅值,研究了扑翼运动参数对流场旋涡特性和演化规律的影响;采用相位平均和环量追踪技术,分析了旋涡生成、脱落及相互作用的演化过程;从涡动力学角度解释了推力形成机理。研究结果对仿水母扑翼飞行器设计具有一定参考意义。 仿水母扑翼飞行器是一种新型的微型飞行器构型,具有噪声小、灵活机动等特点。本文以定轴往复转动的一对二维平板作为仿水母扑翼的简化模型,采用时间解析的粒子图像测速技术测量了静水中二维扑翼的扰动流场。通过控制舵机改变扑翼拍动周期和拍动角度幅值,研究了扑翼运动参数对流场旋涡特性和演化规律的影响;采用相位平均和环量追踪技术,分析了旋涡生成、脱落及相互作用的演化过程;从涡动力学角度解释了推力形成机理。研究结果对仿水母扑翼飞行器设计具有一定参考意义。
基于模态分解的动态撞击流反应器流场能量分析
张建伟, 李贞宏, 董鑫, 冯颖
, doi: 10.11729/syltlx20230119
摘要(36) HTML(13) PDF(4)
摘要:
采用实验和理论分析相结合的方法,对动态撞击流反应器流场内的能量分布规律进行研究。借助TR–PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)技术对动态撞击流反应器内部流场进行测量,在不同喷嘴间距与喷嘴内径比值L/d、平均出口速率及出口速率差条件下,考察了反应器内部流场的流动结构和流场能量。将动态撞击流反应器内二维速度场进行本征正交分解,提取出流场不同尺度拟序结构及不同本征模态下的能量特征,流场大尺度相干结构分布于径向射流区和两侧喷嘴上下近壁面处。随着L/d增大,反应器内部流场低阶模态含能量先增大后减小,L/d = 4时,流场能量最高;反应器内部流场低阶模态含能量随平均出口速率和出口速率差增大而增大。在动态出口速度条件下,反应器内部流场能量更高,流场大尺度相干结构更为明显,显著强化了流场内的动量交换,有利于提高混合效果。 采用实验和理论分析相结合的方法,对动态撞击流反应器流场内的能量分布规律进行研究。借助TR–PIV(Time-Resolved Particle Image Velocimetry)技术对动态撞击流反应器内部流场进行测量,在不同喷嘴间距与喷嘴内径比值L/d、平均出口速率及出口速率差条件下,考察了反应器内部流场的流动结构和流场能量。将动态撞击流反应器内二维速度场进行本征正交分解,提取出流场不同尺度拟序结构及不同本征模态下的能量特征,流场大尺度相干结构分布于径向射流区和两侧喷嘴上下近壁面处。随着L/d增大,反应器内部流场低阶模态含能量先增大后减小,L/d = 4时,流场能量最高;反应器内部流场低阶模态含能量随平均出口速率和出口速率差增大而增大。在动态出口速度条件下,反应器内部流场能量更高,流场大尺度相干结构更为明显,显著强化了流场内的动量交换,有利于提高混合效果。
热阻式热流传感器在超高速低密度风洞中的应用
杨凯, 王宏宇, 朱新新, 朱涛, 陈曦, 陶伯万, 李杰
, doi: 10.11729/syltlx20230140
摘要(37) HTML(8) PDF(7)
摘要:
在超高速低密度风洞试验中,通常采用薄壁量热计、同轴热电偶和红外热图等测试热流。这些测热方式都存在测试结果易受噪声干扰、不确定度高等问题,其原因主要在于数据处理方式复杂。同时,这些测热方式的灵敏度系数较低,也不利于测试低密度风洞试验中的低热流。原子层热电堆(Atomic Layer Thermopile, ALTP)热流传感器和小尺寸Schmidt–Boelter热流传感器具有灵敏度系数高、简单易用等特点,通过风洞试验验证了这两种热阻式热流传感器应用于超高速低密度风洞长时间低热流测试的可行性,以补充超高速低密度风洞试验测热手段。针对常规ALTP热流传感器尺寸较大等问题,以导电膜首尾串联敏感薄膜,在ALTP热流传感器使用尺寸不变的前提下,成倍提高其灵敏度系数,为下阶段ALTP热流传感器小型化奠定基础。 在超高速低密度风洞试验中,通常采用薄壁量热计、同轴热电偶和红外热图等测试热流。这些测热方式都存在测试结果易受噪声干扰、不确定度高等问题,其原因主要在于数据处理方式复杂。同时,这些测热方式的灵敏度系数较低,也不利于测试低密度风洞试验中的低热流。原子层热电堆(Atomic Layer Thermopile, ALTP)热流传感器和小尺寸Schmidt–Boelter热流传感器具有灵敏度系数高、简单易用等特点,通过风洞试验验证了这两种热阻式热流传感器应用于超高速低密度风洞长时间低热流测试的可行性,以补充超高速低密度风洞试验测热手段。针对常规ALTP热流传感器尺寸较大等问题,以导电膜首尾串联敏感薄膜,在ALTP热流传感器使用尺寸不变的前提下,成倍提高其灵敏度系数,为下阶段ALTP热流传感器小型化奠定基础。
冯卡门涡旋流动系统中各向异性的实验研究
王封, 张亿宝, 郗恒东
, doi: 10.11729/syltlx20230159
摘要(71) HTML(25) PDF(5)
摘要:
利用Tomo–PIV测量了冯卡门涡旋流动系统中心区域的三维速度信息,通过2种方法计算得到的速度二阶结构函数,分析了该系统中流动的各向异性特性。实验结果表明:冯卡门涡旋流动系统中心区域的流动均匀性较好,但均方根速度的不同分量间呈现出显著的各向异性,水平分量与竖直分量比值约为1.5。通过2种方法计算得到的速度二阶结构函数结果相近,并给出:经过各个方向分量平均后的速度二阶结构函数各向同性度较高;但其在尺度空间中的分布呈现“水平面内各向同性度高,竖直平面内存在一定各向异性”的特性,且随着尺度的减小,此各向异性会逐渐减弱并接近各向同性。该研究为认识湍流流动以及冯卡门涡旋流动系统提供了基础理解和分析方法。 利用Tomo–PIV测量了冯卡门涡旋流动系统中心区域的三维速度信息,通过2种方法计算得到的速度二阶结构函数,分析了该系统中流动的各向异性特性。实验结果表明:冯卡门涡旋流动系统中心区域的流动均匀性较好,但均方根速度的不同分量间呈现出显著的各向异性,水平分量与竖直分量比值约为1.5。通过2种方法计算得到的速度二阶结构函数结果相近,并给出:经过各个方向分量平均后的速度二阶结构函数各向同性度较高;但其在尺度空间中的分布呈现“水平面内各向同性度高,竖直平面内存在一定各向异性”的特性,且随着尺度的减小,此各向异性会逐渐减弱并接近各向同性。该研究为认识湍流流动以及冯卡门涡旋流动系统提供了基础理解和分析方法。
菱形前体飞行器无驻点压力FADS技术研究
张宗源, 顾蕴松, 李琳恺, 赵冬凯
, doi: 10.11729/syltlx20230125
摘要(72) HTML(37) PDF(2)
摘要:
现代战斗机受头部火控雷达等设备限制,无法在机头驻点附近开设测压孔,缺乏驻点压力会导致常规嵌入式大气数据传感系统测试精度大大下降。针对典型战斗机常用的菱形前体外形,对无驻点压力FADS(Flush Air Data Sensing, FADS)系统解算算法及精度进行研究。通过亚跨声速风洞校准试验,获得了测压孔压力分布特性,基于卡尔曼滤波算法构建了无驻点压力FADS技术。通过引入差压数据改进了算法,改进算法实现了部分解耦,提高了解算精度且迭代次数较少,计算量较小。风洞试验结果表明:无驻点压力解算算法可以在外插车次下较好地解算大气参数,其中迎角测量精度为0.33°,侧滑角测量精度为0.30°,静压测量精度为0.67%,马赫数测量精度为0.011。 现代战斗机受头部火控雷达等设备限制,无法在机头驻点附近开设测压孔,缺乏驻点压力会导致常规嵌入式大气数据传感系统测试精度大大下降。针对典型战斗机常用的菱形前体外形,对无驻点压力FADS(Flush Air Data Sensing, FADS)系统解算算法及精度进行研究。通过亚跨声速风洞校准试验,获得了测压孔压力分布特性,基于卡尔曼滤波算法构建了无驻点压力FADS技术。通过引入差压数据改进了算法,改进算法实现了部分解耦,提高了解算精度且迭代次数较少,计算量较小。风洞试验结果表明:无驻点压力解算算法可以在外插车次下较好地解算大气参数,其中迎角测量精度为0.33°,侧滑角测量精度为0.30°,静压测量精度为0.67%,马赫数测量精度为0.011。
MHz高速PIV实验技术研究
鲁鑫涛, 赵航, 佘文轩, 涂晗, 高琪, 魏润杰, 张放, 陈爽
, doi: 10.11729/syltlx20230144
摘要(79) HTML(18) PDF(16)
摘要:
跨声速流动因为其复杂的非定常流动特性,一直是实验研究中的一大难题。为了能较好地解析亚跨超声速流动中的小时间尺度流动,本文研究了MHz频率的粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry, PIV)。在实验测量的跨声速射流场中,利用5台高速相机对同一测量区域进行交替快速拍摄,得到超高时间分辨率的粒子图像数据。通过图像处理技术完成了图像的光学畸变修正和公共区域识别。应用Ensemble Correlation互相关算法,基于速度场结果,完成了可压缩湍流场的能谱解析。实验证明了MHz–PIV的高频采样能力,极大地减小了高频采样技术对相机性能的依赖性,为跨声速实验提供了一种具有高时空分辨率的精细测量技术。 跨声速流动因为其复杂的非定常流动特性,一直是实验研究中的一大难题。为了能较好地解析亚跨超声速流动中的小时间尺度流动,本文研究了MHz频率的粒子图像测速技术(Particle Image Velocimetry, PIV)。在实验测量的跨声速射流场中,利用5台高速相机对同一测量区域进行交替快速拍摄,得到超高时间分辨率的粒子图像数据。通过图像处理技术完成了图像的光学畸变修正和公共区域识别。应用Ensemble Correlation互相关算法,基于速度场结果,完成了可压缩湍流场的能谱解析。实验证明了MHz–PIV的高频采样能力,极大地减小了高频采样技术对相机性能的依赖性,为跨声速实验提供了一种具有高时空分辨率的精细测量技术。
壁湍流的复合减阻及能流分析
段鹏宇, 陈曦
, doi: 10.11729/syltlx20230126
摘要(87) HTML(46) PDF(14)
摘要:
湍流减阻的技术与机理具有重要的科学和工程意义。近年来,研究者对壁湍流的减阻策略和机理开展了多方位探索。本文回顾了摩阻的能流分析框架,该框架将摩阻系数和能量耗散率定量地结合了起来,清晰地给出了驱动能量和控制能量在相干、随机和平均流动中的耗散原理,该框架的分析思路对复杂控制情况仍然适用。介绍了展向对吹射流引发的大尺度环流减阻方法,该方法可有效地完成速度条带的卷并,抑制流向涡的生成,减弱近壁湍流强度,在摩擦雷诺数为180的槽道流中可达到最佳约19%的减阻,实现了通过输入相干能量减小湍流随机耗散的控制目标。展示了结合大尺度环流和壁面吹吸气的复合控制方法的优势,该方法实现了远超单一控制方法的减阻效果,在摩擦雷诺数180时达到最佳约33%的减阻和32%的净能量节省。在前人研究的基础上,本文检验了在含肋壁面上施加大尺度环流控制的复合方案,验证了大尺度环流控制的鲁棒性,发现了壁面小肋能够在一定程度上减小大尺度环流二次涡的影响,从而有效提升了壁面小肋的减阻效率。 湍流减阻的技术与机理具有重要的科学和工程意义。近年来,研究者对壁湍流的减阻策略和机理开展了多方位探索。本文回顾了摩阻的能流分析框架,该框架将摩阻系数和能量耗散率定量地结合了起来,清晰地给出了驱动能量和控制能量在相干、随机和平均流动中的耗散原理,该框架的分析思路对复杂控制情况仍然适用。介绍了展向对吹射流引发的大尺度环流减阻方法,该方法可有效地完成速度条带的卷并,抑制流向涡的生成,减弱近壁湍流强度,在摩擦雷诺数为180的槽道流中可达到最佳约19%的减阻,实现了通过输入相干能量减小湍流随机耗散的控制目标。展示了结合大尺度环流和壁面吹吸气的复合控制方法的优势,该方法实现了远超单一控制方法的减阻效果,在摩擦雷诺数180时达到最佳约33%的减阻和32%的净能量节省。在前人研究的基础上,本文检验了在含肋壁面上施加大尺度环流控制的复合方案,验证了大尺度环流控制的鲁棒性,发现了壁面小肋能够在一定程度上减小大尺度环流二次涡的影响,从而有效提升了壁面小肋的减阻效率。
矩形喷管出口宽高比对流场与声场的影响
于水望, 杜永乐, 蔡晋生
, doi: 10.11729/syltlx20230063
摘要(87) HTML(30) PDF(2)
摘要:
为探究矩形喷管出口宽高比对喷流流场和声场的影响规律,采用DES/FW–H混合算法对出口宽高比为3和1.5的矩形喷管超声速完全膨胀喷流开展研究,分析出口宽高比对喷流流动与噪声的影响。针对多个流场变量进行对比分析,以验证数值模拟方法的可行性,发现喷管出口宽高比不同,靠近出口内壁面上的压力变化也有所不同:喷管出口宽高比越大,压力变化越快。结合已有噪声实验数据和计算数据,验证了噪声模拟的准确性。对不同出口宽高比下剪切层厚度的变化进行了分析,研究了这种变化对喷流噪声的影响,发现随着宽高比增大,剪切层厚度增大,且剪切层快速扩张位置和高频噪声源位置向上游方向移动。对比了不同宽高比下出口唇线上特定频率噪声的相速度,研究发现:喷管宽高比不同,同样频率的近场噪声有着不同的相速度,这决定了近场噪声向下游传播的最大角度;相速度对应的马赫角越大,近场噪声向下游传播的最大角度越大;宽高比增大,长轴唇线上的相速度显著降低,近场噪声向下游的辐射角度减小。 为探究矩形喷管出口宽高比对喷流流场和声场的影响规律,采用DES/FW–H混合算法对出口宽高比为3和1.5的矩形喷管超声速完全膨胀喷流开展研究,分析出口宽高比对喷流流动与噪声的影响。针对多个流场变量进行对比分析,以验证数值模拟方法的可行性,发现喷管出口宽高比不同,靠近出口内壁面上的压力变化也有所不同:喷管出口宽高比越大,压力变化越快。结合已有噪声实验数据和计算数据,验证了噪声模拟的准确性。对不同出口宽高比下剪切层厚度的变化进行了分析,研究了这种变化对喷流噪声的影响,发现随着宽高比增大,剪切层厚度增大,且剪切层快速扩张位置和高频噪声源位置向上游方向移动。对比了不同宽高比下出口唇线上特定频率噪声的相速度,研究发现:喷管宽高比不同,同样频率的近场噪声有着不同的相速度,这决定了近场噪声向下游传播的最大角度;相速度对应的马赫角越大,近场噪声向下游传播的最大角度越大;宽高比增大,长轴唇线上的相速度显著降低,近场噪声向下游的辐射角度减小。
壁湍流等动量区空间分布的实验研究
程肖岐, 范子椰, 唐湛棋, 白建侠, 姜楠
, doi: 10.11729/syltlx20230132
摘要(70) HTML(33) PDF(8)
摘要:
为深入探索湍流边界层等动量区的空间分布特性,使用大视场粒子图像测速仪在水洞中测量了平板湍流边界层流法向平面内的速度矢量场。通过计算流向速度的概率密度函数,得到不同时刻和空间位置处的等动量区分布,分析不同数量的等动量区沿流向的持续距离以及出现频率。不同等动量区数量下,其对应的流向持续距离和流向间隔具有显著差异。当等动量区数量与其平均值相近时,等动量区在流向的持续距离较长,且流向间隔较小、出现频率较大;反之,当等动量区数量与其平均值相差较大,其对应的流向持续距离较短,且流向间隔较大、出现频率较低。 为深入探索湍流边界层等动量区的空间分布特性,使用大视场粒子图像测速仪在水洞中测量了平板湍流边界层流法向平面内的速度矢量场。通过计算流向速度的概率密度函数,得到不同时刻和空间位置处的等动量区分布,分析不同数量的等动量区沿流向的持续距离以及出现频率。不同等动量区数量下,其对应的流向持续距离和流向间隔具有显著差异。当等动量区数量与其平均值相近时,等动量区在流向的持续距离较长,且流向间隔较小、出现频率较大;反之,当等动量区数量与其平均值相差较大,其对应的流向持续距离较短,且流向间隔较大、出现频率较低。
分段式无源流体推力矢量喷管线性控制特性研究
王怡, 顾蕴松, 周宇航, 史楠星
, doi: 10.11729/syltlx20230120
摘要(76) HTML(36) PDF(4)
摘要:
推力矢量是目前高性能飞行器的关键技术之一,根据实现原理分为机械式和流体式,流体式因结构简单、偏转响应快、能耗小得到了广泛关注。现有的矩形流体式推力矢量喷管存在控制规律突跳、非线性的问题,同时偏转角度有限,限制了该技术的工程应用。本文设计了一种新型的矩形分段式无源流体推力矢量喷管,通过多段壁板的“阶梯式”二次流控制和改变初始被动二次流控制量的两种控制策略,探究该新型喷管能否实现射流高线性度、大偏转角的矢量控制。采用实验和数值模拟相结合的手段对该喷管射流偏转的力学特性和流场特性开展研究。研究结果表明:该分段式矢量喷管通过“阶梯式”二次流控制提高了力矢量角变化曲线的线性度,增大了偏转的可控角度,线性度由62%提高到90.8%,最大射流偏转力矢量角从18°提高到22°;当被动二次流的初始进出气面积比为1.16时,线性度进一步增加到94.9%;该喷管在射流偏转过程中近壁面不存在明显的分离泡结构,初步解释了该喷管线性连续控制射流偏转规律的原理。 推力矢量是目前高性能飞行器的关键技术之一,根据实现原理分为机械式和流体式,流体式因结构简单、偏转响应快、能耗小得到了广泛关注。现有的矩形流体式推力矢量喷管存在控制规律突跳、非线性的问题,同时偏转角度有限,限制了该技术的工程应用。本文设计了一种新型的矩形分段式无源流体推力矢量喷管,通过多段壁板的“阶梯式”二次流控制和改变初始被动二次流控制量的两种控制策略,探究该新型喷管能否实现射流高线性度、大偏转角的矢量控制。采用实验和数值模拟相结合的手段对该喷管射流偏转的力学特性和流场特性开展研究。研究结果表明:该分段式矢量喷管通过“阶梯式”二次流控制提高了力矢量角变化曲线的线性度,增大了偏转的可控角度,线性度由62%提高到90.8%,最大射流偏转力矢量角从18°提高到22°;当被动二次流的初始进出气面积比为1.16时,线性度进一步增加到94.9%;该喷管在射流偏转过程中近壁面不存在明显的分离泡结构,初步解释了该喷管线性连续控制射流偏转规律的原理。
脉冲喷注对超燃冲压发动机煤油燃料混合及燃烧性能的影响
刘国雄, 李朗, 贾彬
, doi: 10.11729/syltlx20230113
摘要(73) HTML(43) PDF(7)
摘要:
为研究脉冲喷注对超燃冲压发动机气态煤油混合及燃烧性能的影响,采用二维雷诺平均方程及两方程剪切应力输运模型进行数值模拟,探究了以双凹腔超燃冲压发动机模型在入口马赫数2.5、总压1.75 MPa、总温1350 K条件下的流场结构。对比分析了定常喷注和脉冲喷注下煤油与空气的混合和燃烧性能。研究结果表明:数值模拟纹影图与试验结果吻合较好,出现对应纹影仅先于试验0.2 ms,占一个流场振荡周期(6.9 ms)的2.89%。研究发现:在脉冲喷注工况下,回流区在流场振荡周期内能持续更长时间,延长了燃料在凹腔内的滞留时间;未发现脉冲喷注对总压损失有显著贡献,但脉冲喷注工况下温度与压力分布均匀,不会出现热力学喉道。 为研究脉冲喷注对超燃冲压发动机气态煤油混合及燃烧性能的影响,采用二维雷诺平均方程及两方程剪切应力输运模型进行数值模拟,探究了以双凹腔超燃冲压发动机模型在入口马赫数2.5、总压1.75 MPa、总温1350 K条件下的流场结构。对比分析了定常喷注和脉冲喷注下煤油与空气的混合和燃烧性能。研究结果表明:数值模拟纹影图与试验结果吻合较好,出现对应纹影仅先于试验0.2 ms,占一个流场振荡周期(6.9 ms)的2.89%。研究发现:在脉冲喷注工况下,回流区在流场振荡周期内能持续更长时间,延长了燃料在凹腔内的滞留时间;未发现脉冲喷注对总压损失有显著贡献,但脉冲喷注工况下温度与压力分布均匀,不会出现热力学喉道。
高焓脉冲风洞瞬态辐射热流传感器研制
刘济春, 常雨, 龚红明, 田润雨, 马平
, doi: 10.11729/syltlx20230092
摘要(67) HTML(66) PDF(8)
摘要:
为满足高焓脉冲风洞辐射热流测量试验需求,研制了适用于超高速瞬时流场的辐射热流传感器。该传感器以柱状薄膜热流计为基础,在薄膜敏感元表面增设了辐射吸收膜,并在热流计前端设置辐射透射窗口,实现感受辐射加热和隔离对流加热。利用脉冲激光和激波管检测了辐射热流传感器的响应特性,在气流速度约11 km/s的高焓膨胀管风洞流场中,以该传感器测量了返回舱模型迎风大底驻点的辐射热流,结果表明传感器响应快、热流测量结果合理,适用于高焓脉冲风洞辐射热流测量。 为满足高焓脉冲风洞辐射热流测量试验需求,研制了适用于超高速瞬时流场的辐射热流传感器。该传感器以柱状薄膜热流计为基础,在薄膜敏感元表面增设了辐射吸收膜,并在热流计前端设置辐射透射窗口,实现感受辐射加热和隔离对流加热。利用脉冲激光和激波管检测了辐射热流传感器的响应特性,在气流速度约11 km/s的高焓膨胀管风洞流场中,以该传感器测量了返回舱模型迎风大底驻点的辐射热流,结果表明传感器响应快、热流测量结果合理,适用于高焓脉冲风洞辐射热流测量。
柔性翼挥拍运动惯性力及气动力实验测量与分析
林伟腾, 朱博闻, 余永亮
, doi: 10.11729/syltlx20230089
摘要(100) HTML(57) PDF(11)
摘要:
在蝙蝠扑翼运动过程中,惯性力和气动力往往同时存在。为研究蝙蝠柔性膜翼挥拍运动的气动特性,需从耦合的扑翼惯性力和气动力中分离出气动力。本文搭建了基于多目视觉的拍摄平台,以获取不同属性的柔性膜翼挥拍运动图像,使用多目视觉算法重构了柔性膜翼变形,从变形中计算惯性力。通过六维力传感器获得了柔性膜翼实时受力,从中消除惯性力后得到气动力,并分析了惯性力与气动力之间的关系。经短梁标准模型验证,采用该方法重构的最大变形误差约为2.36%。研究结果表明:大柔性膜翼在挥拍运动中显著变形,变形程度与惯性力和气动力相关;随着膜翼厚度增大,惯性力和气动力都有不同程度提高。 在蝙蝠扑翼运动过程中,惯性力和气动力往往同时存在。为研究蝙蝠柔性膜翼挥拍运动的气动特性,需从耦合的扑翼惯性力和气动力中分离出气动力。本文搭建了基于多目视觉的拍摄平台,以获取不同属性的柔性膜翼挥拍运动图像,使用多目视觉算法重构了柔性膜翼变形,从变形中计算惯性力。通过六维力传感器获得了柔性膜翼实时受力,从中消除惯性力后得到气动力,并分析了惯性力与气动力之间的关系。经短梁标准模型验证,采用该方法重构的最大变形误差约为2.36%。研究结果表明:大柔性膜翼在挥拍运动中显著变形,变形程度与惯性力和气动力相关;随着膜翼厚度增大,惯性力和气动力都有不同程度提高。
液相下固、液、气纳米软物质的形貌及力学性能研究
许懿, 程宇竹, 王川, 付帅, 靳亚康, 陈龙泉
, doi: 10.11729/syltlx20230095
摘要(102) HTML(71) PDF(13)
摘要:
为保持稳定,纳米软物质在液相环境中通常呈球冠状,这对液相下不同纳米软物质的形貌表征和辨识具有一定挑战性。本文利用原子力显微镜(AFM)对水下微纳米水泡、聚合物液滴和表面气泡进行高分辨成像,通过改变扫描力来研究分析它们的形貌变化及形态特征;通过纳米压痕测试,分析了探针与固、液、气界面的相互作用,并获得了它们的力学特性。研究结果表明:在0.5 nN扫描力下,水泡、液滴和气泡的形貌均呈球冠状;在大扫描力(5.0 nN)下,水泡形貌不变,液滴体积减小,气泡消失。在3.0 nN载荷的压痕实验中,顶点处的力–距离曲线表明三者均发生了弹性形变。探针脱离液滴需克服较大黏附力,气泡则呈现两段式弹性变形。此外,由于锚定效应的影响,球冠边缘位置抵抗变形的能力更强。聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)纳米膜的模量(约为3.38 GPa)和水泡弹性变形时的载荷无关。小尺寸PDMS液滴在水下的界面张力约为37.3 mN/m,表面气泡的气–液界面张力约为32.5 mN/m。 为保持稳定,纳米软物质在液相环境中通常呈球冠状,这对液相下不同纳米软物质的形貌表征和辨识具有一定挑战性。本文利用原子力显微镜(AFM)对水下微纳米水泡、聚合物液滴和表面气泡进行高分辨成像,通过改变扫描力来研究分析它们的形貌变化及形态特征;通过纳米压痕测试,分析了探针与固、液、气界面的相互作用,并获得了它们的力学特性。研究结果表明:在0.5 nN扫描力下,水泡、液滴和气泡的形貌均呈球冠状;在大扫描力(5.0 nN)下,水泡形貌不变,液滴体积减小,气泡消失。在3.0 nN载荷的压痕实验中,顶点处的力–距离曲线表明三者均发生了弹性形变。探针脱离液滴需克服较大黏附力,气泡则呈现两段式弹性变形。此外,由于锚定效应的影响,球冠边缘位置抵抗变形的能力更强。聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)纳米膜的模量(约为3.38 GPa)和水泡弹性变形时的载荷无关。小尺寸PDMS液滴在水下的界面张力约为37.3 mN/m,表面气泡的气–液界面张力约为32.5 mN/m。
铝–铝超高速撞击中的气化铝闪光辐射强度时间演化特征分析
董文朴, 杜雪飞, 石安华, 马兆侠
, doi: 10.11729/syltlx20230077
摘要(85) HTML(73) PDF(5)
摘要:
撞击闪光辐射现象是超高速撞击过程中的典型物理现象之一。针对撞击闪光辐射机制和演化规律开展研究,对建立不同尺度撞击闪光辐射特征相似性关系和光学探测分辨超高速撞击动力学过程具有重要意义。在铝–铝超高速撞击闪光辐射强度时间演化过程中,会产生一个持续十几微秒的闪光辐射,实验测量分析发现该辐射过程与气体冲击波辐射特征相似。基于辐射传输理论,模拟分析了Taylor模型辐射强度时间演化特征及其影响因素,对比分析了超高速撞击反溅碎片云中的气化铝闪光辐射强度演化信息。研究结果表明:超高速撞击闪光辐射中持续时间较长的辐射强度演化峰的峰值出现时刻与靶室压强负相关。 撞击闪光辐射现象是超高速撞击过程中的典型物理现象之一。针对撞击闪光辐射机制和演化规律开展研究,对建立不同尺度撞击闪光辐射特征相似性关系和光学探测分辨超高速撞击动力学过程具有重要意义。在铝–铝超高速撞击闪光辐射强度时间演化过程中,会产生一个持续十几微秒的闪光辐射,实验测量分析发现该辐射过程与气体冲击波辐射特征相似。基于辐射传输理论,模拟分析了Taylor模型辐射强度时间演化特征及其影响因素,对比分析了超高速撞击反溅碎片云中的气化铝闪光辐射强度演化信息。研究结果表明:超高速撞击闪光辐射中持续时间较长的辐射强度演化峰的峰值出现时刻与靶室压强负相关。
风洞流场抗时变干扰控制研究
刘为杰, 凌忠伟, 邓晓曼, 阎成, 陈海峰, 肖晋
, doi: 10.11729/syltlx20230093
摘要(100) HTML(43) PDF(3)
摘要:
时变干扰问题在风洞流场控制中普遍存在,其中比较常见和典型的是跨声速连续变迎角试验中迎角对马赫数控制带来的干扰。为了在存在时变干扰情况下提高流场控制精度,创新的提出了一种新型的前馈 + 反馈复合控制方案。前馈控制采用基于超前校正的增量式扩张状态观测器(Lead Correction based Incremental Extend State Observer,LIESO),反馈控制采用增量式比例积分(Proportional-Integral,PI)控制。以1.2 m跨超声速风洞连续变迎角试验为研究对象,对该复合控制方法进行试验验证。试验结果表明:LIESO + PI复合控制对时变干扰抑制效果显著,鲁棒性较好,对不同的模型堵塞度、试验马赫数适应性较好,具有较好的工程应用价值。 时变干扰问题在风洞流场控制中普遍存在,其中比较常见和典型的是跨声速连续变迎角试验中迎角对马赫数控制带来的干扰。为了在存在时变干扰情况下提高流场控制精度,创新的提出了一种新型的前馈 + 反馈复合控制方案。前馈控制采用基于超前校正的增量式扩张状态观测器(Lead Correction based Incremental Extend State Observer,LIESO),反馈控制采用增量式比例积分(Proportional-Integral,PI)控制。以1.2 m跨超声速风洞连续变迎角试验为研究对象,对该复合控制方法进行试验验证。试验结果表明:LIESO + PI复合控制对时变干扰抑制效果显著,鲁棒性较好,对不同的模型堵塞度、试验马赫数适应性较好,具有较好的工程应用价值。
氢与碳氢燃料超声速气膜冷却和减阻规律及其影响机制
韦健飞, 米振昊, 章思龙, 左婧滢, 李欣, 秦江, 鲍文
, doi: 10.11729/syltlx20230114
摘要(88) HTML(37) PDF(7)
摘要:
在超燃冲压发动机燃烧室中应用燃料气膜冷却可以有效降低发动机壁面严峻的力热载荷,本文对有望应用于超燃冲压发动机的氢和碳氢燃料气膜进行大涡模拟研究。结果表明氢气膜和碳氢燃料气膜间防热和减阻性能具有显著的差异,该差异来源于燃料气膜与主流之间的混合层中湍流状态的显著不同。氢气膜与主流之间的湍流输运过程远弱于碳氢燃料的情况,从而使得氢气膜在惰性情况下具有极其优异的冷却和减阻性能;但当边界层燃烧发生时,由于剧烈的近壁释热,氢气膜的冷却性能急剧恶化。相反的,当碳氢燃料发生边界层燃烧时,其冷却和减阻性能可以从惰性时较差的水平同时提升至与氢气膜可以进行比较的水平。 在超燃冲压发动机燃烧室中应用燃料气膜冷却可以有效降低发动机壁面严峻的力热载荷,本文对有望应用于超燃冲压发动机的氢和碳氢燃料气膜进行大涡模拟研究。结果表明氢气膜和碳氢燃料气膜间防热和减阻性能具有显著的差异,该差异来源于燃料气膜与主流之间的混合层中湍流状态的显著不同。氢气膜与主流之间的湍流输运过程远弱于碳氢燃料的情况,从而使得氢气膜在惰性情况下具有极其优异的冷却和减阻性能;但当边界层燃烧发生时,由于剧烈的近壁释热,氢气膜的冷却性能急剧恶化。相反的,当碳氢燃料发生边界层燃烧时,其冷却和减阻性能可以从惰性时较差的水平同时提升至与氢气膜可以进行比较的水平。
离心式单、双喷嘴液膜破碎长度实验初步研究
康金鑫, 仝毅恒, 黄柯嘉, 郭康康, 丰松江
, doi: 10.11729/syltlx20230084
摘要(111) HTML(70) PDF(2)
摘要:
为贴合工程实际应用,了解双喷嘴与单喷嘴的雾化特性差异,本文对相同工况下液体中心型同轴离心式纯液相单、双喷嘴液膜破碎长度开展了实验研究。采用高速摄像机对瞬态喷雾图像进行了捕捉,提取了不同工况的双喷嘴液膜破碎长度,并与单喷嘴液膜破碎长度进行了对比分析。通过图像处理获取液膜表面波,从而对单喷嘴与双喷嘴液膜破碎长度产生差异的机理进行分析。结果表明:相同工况下双喷嘴的液膜破碎长度小于单喷嘴,单喷嘴与双喷嘴的液膜破碎长度之间的差异呈现先增加后减小的趋势;文中定义的波长增长率反应了破碎前液膜的不稳定程度,单喷嘴液膜表面波的波长增长率随着液体质量流率的增大而增大,对于双喷嘴其破碎前液膜的不稳定,不仅与初始工况有关还与液膜撞击后产生扰动的作用距离有关,从而使双喷嘴液膜表面波的波长增长率随着质量流率的增加,呈现先增大后减小的趋势。 为贴合工程实际应用,了解双喷嘴与单喷嘴的雾化特性差异,本文对相同工况下液体中心型同轴离心式纯液相单、双喷嘴液膜破碎长度开展了实验研究。采用高速摄像机对瞬态喷雾图像进行了捕捉,提取了不同工况的双喷嘴液膜破碎长度,并与单喷嘴液膜破碎长度进行了对比分析。通过图像处理获取液膜表面波,从而对单喷嘴与双喷嘴液膜破碎长度产生差异的机理进行分析。结果表明:相同工况下双喷嘴的液膜破碎长度小于单喷嘴,单喷嘴与双喷嘴的液膜破碎长度之间的差异呈现先增加后减小的趋势;文中定义的波长增长率反应了破碎前液膜的不稳定程度,单喷嘴液膜表面波的波长增长率随着液体质量流率的增大而增大,对于双喷嘴其破碎前液膜的不稳定,不仅与初始工况有关还与液膜撞击后产生扰动的作用距离有关,从而使双喷嘴液膜表面波的波长增长率随着质量流率的增加,呈现先增大后减小的趋势。
电弧风洞中尖前缘模型的驻点热流测量方法研究
朱新新, 王辉, 胡德洲, 黄祯君, 赵文峰
, doi: 10.11729/syltlx20230051
摘要(118) HTML(72) PDF(9)
摘要:
基于电弧风洞试验中尖前缘模型驻点热流的测量需求,发展了一种适用于半径R = 2 mm尖前缘模型的曲面零点量热计和相应的热流测量方法。对装配有3个曲面零点量热计和2个测压孔的前缘模型开展了辐射热流标定和电弧风洞试验考核。结果表明:新发展的曲面零点量热计能够获得典型的一维半无限大体假设模型的温升曲线,不同状态下热流稳定、线性度好,使用前需通过热流标定获取热流修正系数。测量了4个不同的电弧风洞来流状态:同一来流状态下,前缘模型上3个曲面零点量热计的热流测量值最大偏差小于10%,2个压力测点的测量值最大偏差小于5%;3个热流测点的热流平均值与数值计算结果比较最大偏差小于9%,2个压力测点的压力平均值与数值计算结果比较最大偏差小于8%。表明新发展的曲面零点量热计和热流测量方法具有较好的测量准确度,可用于半径R = 2 mm尖前缘模型的驻点热流测量。 基于电弧风洞试验中尖前缘模型驻点热流的测量需求,发展了一种适用于半径R = 2 mm尖前缘模型的曲面零点量热计和相应的热流测量方法。对装配有3个曲面零点量热计和2个测压孔的前缘模型开展了辐射热流标定和电弧风洞试验考核。结果表明:新发展的曲面零点量热计能够获得典型的一维半无限大体假设模型的温升曲线,不同状态下热流稳定、线性度好,使用前需通过热流标定获取热流修正系数。测量了4个不同的电弧风洞来流状态:同一来流状态下,前缘模型上3个曲面零点量热计的热流测量值最大偏差小于10%,2个压力测点的测量值最大偏差小于5%;3个热流测点的热流平均值与数值计算结果比较最大偏差小于9%,2个压力测点的压力平均值与数值计算结果比较最大偏差小于8%。表明新发展的曲面零点量热计和热流测量方法具有较好的测量准确度,可用于半径R = 2 mm尖前缘模型的驻点热流测量。
中/低雷诺数翼型后缘纯音噪声物理机制与主/被动控制研究综述
李勇
, doi: 10.11729/syltlx20230062
摘要(150) HTML(64) PDF(21)
摘要:
基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落被公认为中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的两种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者涡脱落机制由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。两种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术,但如何利用机理分析来有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。 基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落被公认为中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的两种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者涡脱落机制由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。两种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术,但如何利用机理分析来有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。
转盘雾化制备铝合金粉末过程中的液体铺展和粒径分布研究
李龙, 彭磊, 赵伟
, doi: 10.11729/syltlx20230059
摘要(67) HTML(56) PDF(3)
摘要:
为研究高球形度、高粒径集中度、无卫星粉的增材制造用铝合金粉末制备技术,开发了一套高温转盘雾化实验装置。基于该装置,研究了铝液的流动铺展规律,发现、命名并分析了转盘表面存在的4个典型区域。采用扫描电子显微镜(SEM)分析了1060纯铝和AlSi10Mg铝合金粉末样品的微观结构。采用单峰Extreme模型,对典型实验的粉末粒径分布曲线进行了拟合分析。研究结果表明:铝液流量减小引起了分裂模式转变,进而提高了细粉率、降低了中位径。研究对比了平面、锥面和弧面等3种盘面构型对中位径的影响。分析了转盘直径和转速对1060纯铝粉中位径的影响规律,通过线性回归拟合得到了一个新的中位径理论公式。 为研究高球形度、高粒径集中度、无卫星粉的增材制造用铝合金粉末制备技术,开发了一套高温转盘雾化实验装置。基于该装置,研究了铝液的流动铺展规律,发现、命名并分析了转盘表面存在的4个典型区域。采用扫描电子显微镜(SEM)分析了1060纯铝和AlSi10Mg铝合金粉末样品的微观结构。采用单峰Extreme模型,对典型实验的粉末粒径分布曲线进行了拟合分析。研究结果表明:铝液流量减小引起了分裂模式转变,进而提高了细粉率、降低了中位径。研究对比了平面、锥面和弧面等3种盘面构型对中位径的影响。分析了转盘直径和转速对1060纯铝粉中位径的影响规律,通过线性回归拟合得到了一个新的中位径理论公式。
一种覆盖非线性段的风洞数据弹性修正方法
孙宇辰, 程攀, 俞金海
, doi: 10.11729/syltlx20200140
摘要(118) HTML(49) PDF(2)
摘要:
介绍了一种在静气弹分析中引入CFD数据进行风洞数据非线性段弹性修正的方法。将多个迎角的CFD数据作为外部气动力引入NASTRAN静气弹分析,计算不同迎角(升力)区间内的气动导数并得到分段弹刚比,积分得到未变形模型的气动特性曲线。对大展弦比翼身组合体模型在不同动压和马赫数下的风洞试验结果进行弹性修正,结果表明:该方法显著提高了升力和力矩曲线非线性段的修正精度;在风洞试验的迎角范围内,与动压外插结果吻合,升力和力矩的最大误差不超过0.015和0.005;不同马赫数和动压下的修正结果表明该方法具有广泛的适用性,能够兼顾效率和精度,具有大规模应用的潜力。 介绍了一种在静气弹分析中引入CFD数据进行风洞数据非线性段弹性修正的方法。将多个迎角的CFD数据作为外部气动力引入NASTRAN静气弹分析,计算不同迎角(升力)区间内的气动导数并得到分段弹刚比,积分得到未变形模型的气动特性曲线。对大展弦比翼身组合体模型在不同动压和马赫数下的风洞试验结果进行弹性修正,结果表明:该方法显著提高了升力和力矩曲线非线性段的修正精度;在风洞试验的迎角范围内,与动压外插结果吻合,升力和力矩的最大误差不超过0.015和0.005;不同马赫数和动压下的修正结果表明该方法具有广泛的适用性,能够兼顾效率和精度,具有大规模应用的潜力。
400 km/h高速列车受电弓气动噪声分析
孙舒, 张文敏, 贾尚帅
, doi: 10.11729/syltlx20230029
摘要(100) HTML(45) PDF(6)
摘要:
为明确高速列车受电弓系统气动噪声特性及其与流场的关系,建立了受电弓全尺寸模型和缩比模型子域模型,采用大涡模拟、声扰动方程和FW–H方程预测400 km/h升弓状态下的流场和声场,并基于FW–H方程反演出声源分布,基于降阶模型分析底座湍流压力和声压能量分布。研究表明:当来流速度为400 km/h时,以受电弓整体作为声源,远场噪声标准测点的总声压级可达88.1 dB(A),在283、576 Hz附近存在明显峰值,峰值频率对应的斯特劳哈尔数Sr(特征长度取受电弓方杆当量直径41 mm)分别为0.10和0.21;底座湍流压力和声压的前2阶模态能量占比分别为4.5%和3.3%、40.9%和14.0%,且分布呈一定对称性;对于底座,在300 Hz以下频段,全尺寸模型的压力级高于缩比模型,在1 kHz以下频段,全尺寸模型的声压级高于缩比模型;在全频段内,基于全尺寸模型得到的远场测点声压级都高于缩比模型。 为明确高速列车受电弓系统气动噪声特性及其与流场的关系,建立了受电弓全尺寸模型和缩比模型子域模型,采用大涡模拟、声扰动方程和FW–H方程预测400 km/h升弓状态下的流场和声场,并基于FW–H方程反演出声源分布,基于降阶模型分析底座湍流压力和声压能量分布。研究表明:当来流速度为400 km/h时,以受电弓整体作为声源,远场噪声标准测点的总声压级可达88.1 dB(A),在283、576 Hz附近存在明显峰值,峰值频率对应的斯特劳哈尔数Sr(特征长度取受电弓方杆当量直径41 mm)分别为0.10和0.21;底座湍流压力和声压的前2阶模态能量占比分别为4.5%和3.3%、40.9%和14.0%,且分布呈一定对称性;对于底座,在300 Hz以下频段,全尺寸模型的压力级高于缩比模型,在1 kHz以下频段,全尺寸模型的声压级高于缩比模型;在全频段内,基于全尺寸模型得到的远场测点声压级都高于缩比模型。
圆箔压力热流计的研制与测试结果分析
朱新新, 杨远剑, 王辉, 李泽禹, 罗跃
, doi: 10.11729/syltlx20230044
摘要(114) HTML(45) PDF(5)
摘要:
针对长时间变轨道试验的热流测量需求,基于传统戈登计发展了一种可同时测量热流和压力的圆箔压力热流计。开展了辐射热流标定试验、电弧风洞平板比对试验和数值计算分析。新研制的圆箔压力热流计能够在电弧风洞多状态连续试验中同时同点位测得平板模型表面热流和压力,热流和压力测量重复性精度分别约为3.6%和1.9%;与塞块量热计相比,热流测量值平均偏低约14.7%。其原因在于:对流测量环境中圆箔压力热流计的热流灵敏度系数减小;康铜片温度相对过高,形成局部热点,导致实际进入圆箔压力热流计的热流减小。最后给出了圆箔压力热流计和传统戈登计测量对流热的使用建议。 针对长时间变轨道试验的热流测量需求,基于传统戈登计发展了一种可同时测量热流和压力的圆箔压力热流计。开展了辐射热流标定试验、电弧风洞平板比对试验和数值计算分析。新研制的圆箔压力热流计能够在电弧风洞多状态连续试验中同时同点位测得平板模型表面热流和压力,热流和压力测量重复性精度分别约为3.6%和1.9%;与塞块量热计相比,热流测量值平均偏低约14.7%。其原因在于:对流测量环境中圆箔压力热流计的热流灵敏度系数减小;康铜片温度相对过高,形成局部热点,导致实际进入圆箔压力热流计的热流减小。最后给出了圆箔压力热流计和传统戈登计测量对流热的使用建议。
微结构超疏水壁面湍流边界层减阻机理的TRPIV实验研究
刘朝阳, 王鑫蔚, 王轩, 李彪辉, 王宇飞, 姜楠
, doi: 10.11729/syltlx20220016
摘要(198) HTML(91) PDF(19)
摘要:
对超疏水微沟槽和微凸柱面湍流边界层的减阻机理进行了实验研究。使用高时间分辨率粒子图像测速仪(TRPIV),测量了亲水壁面、超疏水微沟槽壁面和超疏水微凸柱壁面湍流边界层内的瞬时速度场,对比分析了3种壁面的壁面摩擦切应力,发现超疏水壁面都产生了减阻效果,但超疏水微沟槽壁面的减阻率(13.8%)要大于超疏水微凸柱壁面(10.2%)。通过对比分析湍流边界层内3种壁面对应的平均速度剖面、湍流脉动强度和雷诺切应力剖面,证实流体在超疏水壁面具有滑移速度,且在\begin{document}$15 < {y^ + } < 100$\end{document}区域的同一法向高度上,亲水壁面、超疏水微沟槽及超疏水微凸柱壁面对应的流向湍流脉动强度依次减弱;同时在\begin{document}$30 < {y^ + } < 80$\end{document}区域的同一法向高度上,超疏水微凸柱壁面、亲水壁面和超疏水微沟槽壁面对应的法向湍流脉动强度依次减弱。在整个法向高度上,亲水壁面、超疏水微凸柱壁面和超疏水微沟槽壁面的雷诺切应力的最大值依次减小。以\begin{document}${\Lambda _{{\text{ci}}}}$\end{document}准则识别出的顺向涡为条件进行条件采样和相位平均,并分别与亲水壁面对比,发现在\begin{document}${y^ + } \approx 63$\end{document}附近,超疏水微沟槽壁面展向涡诱导的第四象限事件幅值减弱,其构成的扫掠事件强度减小,进而实现减阻。为进一步分析湍流脉动能量,使用本征正交分解,将湍流边界层内全场的瞬时脉动速度在时间上和流−法向空间进行求和并进行无量纲化,用来表征流场的脉动程度。结果表明:超疏水微凸柱壁面的展向滑移的增阻特性,削弱了其流向滑移带来的减阻效果。超疏水微沟槽壁面的流向滑移特性能有效地抑制湍流脉动,从而达到更好的减阻效果。 对超疏水微沟槽和微凸柱面湍流边界层的减阻机理进行了实验研究。使用高时间分辨率粒子图像测速仪(TRPIV),测量了亲水壁面、超疏水微沟槽壁面和超疏水微凸柱壁面湍流边界层内的瞬时速度场,对比分析了3种壁面的壁面摩擦切应力,发现超疏水壁面都产生了减阻效果,但超疏水微沟槽壁面的减阻率(13.8%)要大于超疏水微凸柱壁面(10.2%)。通过对比分析湍流边界层内3种壁面对应的平均速度剖面、湍流脉动强度和雷诺切应力剖面,证实流体在超疏水壁面具有滑移速度,且在$15 < {y^ + } < 100$区域的同一法向高度上,亲水壁面、超疏水微沟槽及超疏水微凸柱壁面对应的流向湍流脉动强度依次减弱;同时在$30 < {y^ + } < 80$区域的同一法向高度上,超疏水微凸柱壁面、亲水壁面和超疏水微沟槽壁面对应的法向湍流脉动强度依次减弱。在整个法向高度上,亲水壁面、超疏水微凸柱壁面和超疏水微沟槽壁面的雷诺切应力的最大值依次减小。以${\Lambda _{{\text{ci}}}}$准则识别出的顺向涡为条件进行条件采样和相位平均,并分别与亲水壁面对比,发现在${y^ + } \approx 63$附近,超疏水微沟槽壁面展向涡诱导的第四象限事件幅值减弱,其构成的扫掠事件强度减小,进而实现减阻。为进一步分析湍流脉动能量,使用本征正交分解,将湍流边界层内全场的瞬时脉动速度在时间上和流−法向空间进行求和并进行无量纲化,用来表征流场的脉动程度。结果表明:超疏水微凸柱壁面的展向滑移的增阻特性,削弱了其流向滑移带来的减阻效果。超疏水微沟槽壁面的流向滑移特性能有效地抑制湍流脉动,从而达到更好的减阻效果。
连续式跨声速风洞流场湍流度测试实验研究
朱博, 陈吉明, 吴巍, 裴海涛
, doi: 10.11729/syltlx20220034
摘要(119) HTML(99) PDF(13)
摘要:
使用恒温式热线风速仪(CTA)完成了0.6m连续式跨声速风洞换热器入口至试验段流场湍流度测量;采用二维热线探头旋转方法,完成了换热器入口至稳定段出口的低速流场三维湍流度分布测试;采用一维探头连续变热线过热比方法,完成了试验段跨声速流场湍流度测试,测试流场速度最高马赫数为1.5。研究结果表明:换热器段和稳定段是重要的降湍部段,均可降低湍流度90%以上;稳定段阻尼网从3层增加至5层,可降低稳定段湍流度50%,可降低试验段湍流度17%;采用CTA连续变热线过热比方法可以获得试验段可压流场的扰动图(反映了试验段流场的扰动特征)和湍流度值,马赫数为0.4的流场扰动图呈一阶线性特征,马赫数为0.7的流场扰动图呈现双曲线特征。实验结果可为连续式跨声速风洞流场湍流度评估和优化提供依据。 使用恒温式热线风速仪(CTA)完成了0.6m连续式跨声速风洞换热器入口至试验段流场湍流度测量;采用二维热线探头旋转方法,完成了换热器入口至稳定段出口的低速流场三维湍流度分布测试;采用一维探头连续变热线过热比方法,完成了试验段跨声速流场湍流度测试,测试流场速度最高马赫数为1.5。研究结果表明:换热器段和稳定段是重要的降湍部段,均可降低湍流度90%以上;稳定段阻尼网从3层增加至5层,可降低稳定段湍流度50%,可降低试验段湍流度17%;采用CTA连续变热线过热比方法可以获得试验段可压流场的扰动图(反映了试验段流场的扰动特征)和湍流度值,马赫数为0.4的流场扰动图呈一阶线性特征,马赫数为0.7的流场扰动图呈现双曲线特征。实验结果可为连续式跨声速风洞流场湍流度评估和优化提供依据。
流动条件下小球藻生长特性的实验研究
张婷, 冯爱国, 姜楠, 刘春江
, doi: 10.11729/syltlx20220028
摘要(77) HTML(129) PDF(16)
摘要:
高密度藻培对藻类资源高效利用十分重要。为解决流动条件对微藻生长作用机理不明的问题,本文借助高时间分辨率粒子图像测速技术(Time Resolved Particle Image Velocimeter, TR-PIV),对比研究光生物反应器(Photobioreactors, PBR)的水流速度分布特征和涡流效应,获得了藻液流速、涡量、湍流动能(TKE)云图,测量了小球藻的生长速率和类胡萝卜素含量。实验结果表明:高轴向速度、高径向速度、高涡量(0.015 s−1Ω≥0.025 s−1)、高TKE(k≤0.2 m2/s2)的流动会加速小球藻细胞的分裂、生长及高附加值产物产生;流场可视化方法是PBR设计与优化的一种有效工具。 高密度藻培对藻类资源高效利用十分重要。为解决流动条件对微藻生长作用机理不明的问题,本文借助高时间分辨率粒子图像测速技术(Time Resolved Particle Image Velocimeter, TR-PIV),对比研究光生物反应器(Photobioreactors, PBR)的水流速度分布特征和涡流效应,获得了藻液流速、涡量、湍流动能(TKE)云图,测量了小球藻的生长速率和类胡萝卜素含量。实验结果表明:高轴向速度、高径向速度、高涡量(0.015 s−1Ω≥0.025 s−1)、高TKE(k≤0.2 m2/s2)的流动会加速小球藻细胞的分裂、生长及高附加值产物产生;流场可视化方法是PBR设计与优化的一种有效工具。
增升装置缝翼噪声机理与控制研究进展
魏人可, 刘宇
, doi: 10.11729/syltlx20230017
摘要(294) HTML(90) PDF(37)
摘要:
在飞机着陆过程中,增升装置中的缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。近几十年来,国内外研究者针对缝翼噪声开展了大量风洞试验研究,对其噪声特性和机理已有深入认识,并在流动控制和降噪技术方面进行了诸多尝试。本文综述分析了二维翼型缝翼噪声风洞试验研究方面的主要进展,介绍了3种缝翼噪声成分(低频宽频噪声、高频离散纯音噪声和低频离散纯音噪声)的产生机理。缝翼噪声控制主要有3类思路:第一类是以凹腔填充为代表的整流方法,通过消除或限制回流的产生控制噪声,效果最为显著;第二类是在缝翼尖端干扰剪切层内相干结构的形成;第三类则是从工程可行性出发,通过优化缝道和缝翼结构参数或采用前缘下垂等新构型来控制噪声。未来研究需进一步借助先进测试手段和试验方案,深入认识缝翼凹腔剪切层流动的流声耦合及其与缝翼尾缘相互作用等复杂现象,以获得更为高效的噪声控制技术。 在飞机着陆过程中,增升装置中的缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。近几十年来,国内外研究者针对缝翼噪声开展了大量风洞试验研究,对其噪声特性和机理已有深入认识,并在流动控制和降噪技术方面进行了诸多尝试。本文综述分析了二维翼型缝翼噪声风洞试验研究方面的主要进展,介绍了3种缝翼噪声成分(低频宽频噪声、高频离散纯音噪声和低频离散纯音噪声)的产生机理。缝翼噪声控制主要有3类思路:第一类是以凹腔填充为代表的整流方法,通过消除或限制回流的产生控制噪声,效果最为显著;第二类是在缝翼尖端干扰剪切层内相干结构的形成;第三类则是从工程可行性出发,通过优化缝道和缝翼结构参数或采用前缘下垂等新构型来控制噪声。未来研究需进一步借助先进测试手段和试验方案,深入认识缝翼凹腔剪切层流动的流声耦合及其与缝翼尾缘相互作用等复杂现象,以获得更为高效的噪声控制技术。
大梯度低速流场中五孔探针测量误差修正方法研究
谢金伟, 郭涛, 张京, 刘存良
, doi: 10.11729/syltlx20230009
摘要(124) HTML(83) PDF(15)
摘要:
为探究大梯度流场下五孔探针的失真特性,建立了用于修正速度梯度(ΔV/V)所引起的测量误差的数据处理方法。从五孔探针测量原理出发,研究了梯度流场下,气流角和梯度大小对于五孔探针测量误差的影响,提出了减小测量误差的修正方法;采用实验方法验证了该修正方法的准确性。研究结果表明,探针的速度测量误差远小于角度误差,在所研究的梯度范围内(ΔV/V = ± 0.3)通常可忽略;探针角度测量误差通常较为显著,其大小不仅受速度梯度的影响,还与气流的来流角度有关。实验结果证明了本文提出的基于梯度和气流角的修正方法能有效减小角度测量误差。 为探究大梯度流场下五孔探针的失真特性,建立了用于修正速度梯度(ΔV/V)所引起的测量误差的数据处理方法。从五孔探针测量原理出发,研究了梯度流场下,气流角和梯度大小对于五孔探针测量误差的影响,提出了减小测量误差的修正方法;采用实验方法验证了该修正方法的准确性。研究结果表明,探针的速度测量误差远小于角度误差,在所研究的梯度范围内(ΔV/V = ± 0.3)通常可忽略;探针角度测量误差通常较为显著,其大小不仅受速度梯度的影响,还与气流的来流角度有关。实验结果证明了本文提出的基于梯度和气流角的修正方法能有效减小角度测量误差。
内外流一体化气动热模拟一致性研究
张旭辉, 王兆伟, 姚冉
, doi: 10.11729/syltlx20220041
摘要(121) HTML(71) PDF(12)
摘要:
以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier−Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式为Roe的FDS,时间格式为LU−SGS。在FD−20a激波风洞中开展风洞试验,来流马赫数6,单位雷诺数1.14 × 107~2.98 × 107 m−1,迎角0°~8°。仿真与试验的对比结果表明:沿流向流动干扰复杂程度增大,热流模拟一致性降低;压缩面流动以附着流和小分离为主,仿真与试验一致性较好,平均差异约22.3%;在分离与激波边界层干扰等作用下,与压缩面相比,内流的仿真与试验差异增大,其中喉道平均差异约43.5%,隔离段平均差异约31.8%。受Edney型激波干扰的作用,唇口的仿真与试验在三维空间分布上的最大差异达到100%。从网格、数值方法、非定常特性和不确定度评估等方面,归纳总结了沿流向气动热仿真与试验差异增大的原因。 以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier−Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式为Roe的FDS,时间格式为LU−SGS。在FD−20a激波风洞中开展风洞试验,来流马赫数6,单位雷诺数1.14 × 107~2.98 × 107 m−1,迎角0°~8°。仿真与试验的对比结果表明:沿流向流动干扰复杂程度增大,热流模拟一致性降低;压缩面流动以附着流和小分离为主,仿真与试验一致性较好,平均差异约22.3%;在分离与激波边界层干扰等作用下,与压缩面相比,内流的仿真与试验差异增大,其中喉道平均差异约43.5%,隔离段平均差异约31.8%。受Edney型激波干扰的作用,唇口的仿真与试验在三维空间分布上的最大差异达到100%。从网格、数值方法、非定常特性和不确定度评估等方面,归纳总结了沿流向气动热仿真与试验差异增大的原因。
来流总温对高超声速边界层转捩影响试验研究
李强, 万兵兵, 庄宇, 赵金山
, doi: 10.11729/syltlx20220081
摘要(138) HTML(103) PDF(17)
摘要:
壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中需要引起重视的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心Φ2 m激波风洞(FD−14A)的头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型上开展试验,流场马赫数分别为9.86、9.97,单位雷诺数分别为8.9 × 106/m、8.4 × 106/m,总温分别为1332.2 K、956.6 K。在马赫数、雷诺数、噪声水平、壁温大致相同条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响,采用点热流传感器测量转捩位置和高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性,分别采用γReθMT修正模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果与试验结果进行对比。结果表明采用γReθMT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;PCB传感器测量的压力脉动和线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了风洞条件下高低总温两个流场第2模态波频谱特性。 壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中需要引起重视的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心Φ2 m激波风洞(FD−14A)的头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型上开展试验,流场马赫数分别为9.86、9.97,单位雷诺数分别为8.9 × 106/m、8.4 × 106/m,总温分别为1332.2 K、956.6 K。在马赫数、雷诺数、噪声水平、壁温大致相同条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响,采用点热流传感器测量转捩位置和高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性,分别采用γReθMT修正模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果与试验结果进行对比。结果表明采用γReθMT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;PCB传感器测量的压力脉动和线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了风洞条件下高低总温两个流场第2模态波频谱特性。
内外流耦合作用下柔性立管振动响应特性研究
高岳, 朱红钧, 胡洁, 许兵
, doi: 10.11729/syltlx20220033
摘要(184) HTML(80) PDF(21)
摘要:
海洋柔性立管广泛应用于海洋油气等矿产资源的输送,在内部流体与外部海流的夹击下极易产生复杂的振动响应,一旦发生立管疲劳失效,就会造成严重的环境污染。本文在循环实验水槽中开展了单相内流与非线性剪切外流耦合作用下悬链线型柔性立管的振动响应测试,采用高速摄像非介入测试方法捕捉了悬链线型柔性立管的振动位移。通过改变非线性剪切外流的约化速度(Urm=3.55~44.69)和内流流速(uin=0.674 m/s~1.651 m/s),分析了内流流速对柔性立管振动响应的影响规律,剖析了不同流动工况下平面外振幅、振频的时空响应特性及振动模态的演变。实验结果表明:与纯外流激发的涡激振动相比,内流的存在使柔性立管的振幅增大,且振动模态转换发生在更低的约化速度,随着内流流速的增大相邻模态间发生模态转换的临界约化速度越来越小;在本实验测试工况下,当柔性立管在纯外流作用下发生锁频振动时,振动模态没有发生改变,而在外流涡激振动处于模态过渡区时,内流的输送易使高阶模态在更低的约化速度时出现。 海洋柔性立管广泛应用于海洋油气等矿产资源的输送,在内部流体与外部海流的夹击下极易产生复杂的振动响应,一旦发生立管疲劳失效,就会造成严重的环境污染。本文在循环实验水槽中开展了单相内流与非线性剪切外流耦合作用下悬链线型柔性立管的振动响应测试,采用高速摄像非介入测试方法捕捉了悬链线型柔性立管的振动位移。通过改变非线性剪切外流的约化速度(Urm=3.55~44.69)和内流流速(uin=0.674 m/s~1.651 m/s),分析了内流流速对柔性立管振动响应的影响规律,剖析了不同流动工况下平面外振幅、振频的时空响应特性及振动模态的演变。实验结果表明:与纯外流激发的涡激振动相比,内流的存在使柔性立管的振幅增大,且振动模态转换发生在更低的约化速度,随着内流流速的增大相邻模态间发生模态转换的临界约化速度越来越小;在本实验测试工况下,当柔性立管在纯外流作用下发生锁频振动时,振动模态没有发生改变,而在外流涡激振动处于模态过渡区时,内流的输送易使高阶模态在更低的约化速度时出现。
低温壁面液滴撞壁的飞溅特性及铺展机理研究
雷基林, 苟瑶, 刘懿, 李建微
, doi: 10.11729/syltlx20220147
摘要(171) HTML(117) PDF(18)
摘要:
液滴撞击低温壁面现象是导致飞机机翼结冰、电线覆冰和内燃机冷起动恶化的关键因素之一,其中液滴飞溅和铺展特性是造成上述问题的主要原因。因此,本文运用高速摄影法对正十二烷液滴撞击不同温度铝板的飞溅及铺展特性进行系统的试验研究。结果表明:随着壁面温度降低(20 ℃~−40 ℃),液滴破碎阈值明显降低,二次液滴直径与数量显著增大,附壁液膜铺展速度和最大铺展距离显著减小。本研究针对低温壁面附壁液膜快速铺展阶段的运动学特征,考虑了壁面温度对粘性力的影响,构建了新的无量纲铺展系数βT = (D/D0)/ReT0.07,建立了新的铺展模型βT = 1.76τ0.5。该模型不仅实现了对于不同入射条件下的液膜铺展过程的准确描述,还将适用范围由传统铺展模型的0.1 ≤ τ ≤ 1.0拓宽至0.1 ≤ τ ≤ 1.5,从而能够准确描述更长时间内液膜铺展规律变化。 液滴撞击低温壁面现象是导致飞机机翼结冰、电线覆冰和内燃机冷起动恶化的关键因素之一,其中液滴飞溅和铺展特性是造成上述问题的主要原因。因此,本文运用高速摄影法对正十二烷液滴撞击不同温度铝板的飞溅及铺展特性进行系统的试验研究。结果表明:随着壁面温度降低(20 ℃~−40 ℃),液滴破碎阈值明显降低,二次液滴直径与数量显著增大,附壁液膜铺展速度和最大铺展距离显著减小。本研究针对低温壁面附壁液膜快速铺展阶段的运动学特征,考虑了壁面温度对粘性力的影响,构建了新的无量纲铺展系数βT = (D/D0)/ReT0.07,建立了新的铺展模型βT = 1.76τ0.5。该模型不仅实现了对于不同入射条件下的液膜铺展过程的准确描述,还将适用范围由传统铺展模型的0.1 ≤ τ ≤ 1.0拓宽至0.1 ≤ τ ≤ 1.5,从而能够准确描述更长时间内液膜铺展规律变化。
免标定波长调制吸收光谱技术在高焓流场诊断中的应用
陈卫, 王磊, 伍越
, doi: 10.11729/syltlx20220099
摘要(144) HTML(72) PDF(9)
摘要:
高温气体参数是分析高焓流场热化学特性及其与防热材料作用机理的重要基础,但由于流场温度高、气体化学反应剧烈,导致这些参数的测量信号难以标定,使得其定量测量一直非常困难。波长调制技术作为一种激光吸收光谱技术,具有抗干扰能力强的优点,非常适合环境复杂的工业现场应用。通过理论仿真与实验测量的谐波信号进行迭代拟合,发展了免标定的波长调制技术数据处理方法,并成功应用到高频感应等离子体流场和电弧加热流场诊断中。高频感应等离子体流场的温度和电子密度测量结果与直接吸收法测量结果比较吻合,电弧加热流场焓值测量结果与能量平衡法计算结果相对误差约10%,验证了免标定数据处理方法的可靠性,为高焓流场参数的定量测量提供了一种有力手段。 高温气体参数是分析高焓流场热化学特性及其与防热材料作用机理的重要基础,但由于流场温度高、气体化学反应剧烈,导致这些参数的测量信号难以标定,使得其定量测量一直非常困难。波长调制技术作为一种激光吸收光谱技术,具有抗干扰能力强的优点,非常适合环境复杂的工业现场应用。通过理论仿真与实验测量的谐波信号进行迭代拟合,发展了免标定的波长调制技术数据处理方法,并成功应用到高频感应等离子体流场和电弧加热流场诊断中。高频感应等离子体流场的温度和电子密度测量结果与直接吸收法测量结果比较吻合,电弧加热流场焓值测量结果与能量平衡法计算结果相对误差约10%,验证了免标定数据处理方法的可靠性,为高焓流场参数的定量测量提供了一种有力手段。
基于MRV的多流程通道全场三维流动特性研究
段敬添, 王子瑞, 张科, 雷蒋, 武俊梅
, doi: 10.11729/syltlx20230015
摘要(149) HTML(122) PDF(11)
摘要:
核磁共振成像测速技术(MRV)因其无需复杂的光学系统,能够快速测量复杂结构全场三维三分量速度分布的独特优势,正在成为流场精细化研究的重要手段。在研究MRV关键技术的基础上,成功测得了三流程蛇形通道内的全场三维速度分布。结果表明,MRV能够高分辨率精确解析多流程通道内复杂的三维流动特征及其沿流程演变;从全场三维速度分布可以发现,弯道附近流动具有复杂的三维特征;弯道附近从通道中心向上下端壁及侧壁的二次流明显,直角弯道和U型弯道及其下游都存在清晰的迪恩涡;流体在迪恩涡的驱动下冲击上下端壁,是当地传热强化的主要原因。 核磁共振成像测速技术(MRV)因其无需复杂的光学系统,能够快速测量复杂结构全场三维三分量速度分布的独特优势,正在成为流场精细化研究的重要手段。在研究MRV关键技术的基础上,成功测得了三流程蛇形通道内的全场三维速度分布。结果表明,MRV能够高分辨率精确解析多流程通道内复杂的三维流动特征及其沿流程演变;从全场三维速度分布可以发现,弯道附近流动具有复杂的三维特征;弯道附近从通道中心向上下端壁及侧壁的二次流明显,直角弯道和U型弯道及其下游都存在清晰的迪恩涡;流体在迪恩涡的驱动下冲击上下端壁,是当地传热强化的主要原因。
某型涡扇发动机进气加温模拟装置仿真与试验研究
柳国印, 闫卫青, 陈彦锋, 吴志昌, 张帅
, doi: 10.11729/syltlx20220141
摘要(187) HTML(66) PDF(17)
摘要:
由于现有进气加温试验装置温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置结构设计、测试方案、温场评估方法及加温条件下稳态与过渡态的试验方案等研究,确保发动机进口温场满足要求。本文基于某型发动机4种进气条件,以温场周向不均匀度为表征方法,进行进气加温模拟装置出口温场均匀性数值仿真分析,仿真结果表明新设计的试验装置温场周向不均匀度满足≯1%的指标要求。同时开展某型涡扇发动机与进气加温装置的多工况联合试验,稳态试验表明发动机最高转速下温场周向不均匀度为0.4395%,温场分布与仿真结果表现基本一致;过渡态试验结果表明进口温场不均匀度与发动机进口温度变化速率有关,不同发动机工况下进口温度调节方法是温场周向不均匀度满足要求的关键。仿真分析及联合试验结果表明,新设计的进气加温装置能够满足发动机多工况试验时对进口温场周向不均匀度的要求。 由于现有进气加温试验装置温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置结构设计、测试方案、温场评估方法及加温条件下稳态与过渡态的试验方案等研究,确保发动机进口温场满足要求。本文基于某型发动机4种进气条件,以温场周向不均匀度为表征方法,进行进气加温模拟装置出口温场均匀性数值仿真分析,仿真结果表明新设计的试验装置温场周向不均匀度满足≯1%的指标要求。同时开展某型涡扇发动机与进气加温装置的多工况联合试验,稳态试验表明发动机最高转速下温场周向不均匀度为0.4395%,温场分布与仿真结果表现基本一致;过渡态试验结果表明进口温场不均匀度与发动机进口温度变化速率有关,不同发动机工况下进口温度调节方法是温场周向不均匀度满足要求的关键。仿真分析及联合试验结果表明,新设计的进气加温装置能够满足发动机多工况试验时对进口温场周向不均匀度的要求。
粗糙表面对低雷诺数翼型气动特性及流场影响实验研究
邓浩东, 夏天宇, 董昊, 程克明
, doi: 10.11729/syltlx20230032
摘要(185) HTML(77) PDF(23)
摘要:
为探究粗糙表面对低雷诺数翼型气动特性和流场的影响及作用机理,本文针对SD8020翼型开展了实验研究(Re = 4 × 104),测量了翼型的气动力,并采用荧光油膜、烟线流动可视化和热线技术观测了绕翼流场。研究结果表明:在小迎角(0°~3°)范围内,光滑翼型升力系数增长具有非线性特征,翼面层流分离泡结构的突变是导致低雷诺数下翼型升力系数非线性特征的主要原因;过小的前缘粗糙度(Sa+ = 0.00025)不会对流场产生明显影响,适当大小的前缘粗糙度(Sa+ = 0.0051、0.013)能够延缓边界层分离、加快剪切层再附,缩小甚至消除层流分离泡,显著降低气动阻力并增大升阻比,与光滑翼型相比,最大升阻比分别提升35.7%和41.4%;Sa+ = 0.013的前缘粗糙度能够减弱小迎角范围内升力系数增长的非线性特征,显著提高小迎角下的升力系数(迎角2°时提高约219.5%);粗糙前缘加快了扰动增长(表现为高频速度脉动、T–S波的增长),将壁面涡量更快地上卷至流场中,更早发展形成涡结构,涡结构可以加强法向对流,提高边界层对逆压梯度的抵抗能力,延缓分离;边界层分离之后,涡结构在分离剪切层转捩过程中起主导作用,加快流动转捩,流动提前再附。 为探究粗糙表面对低雷诺数翼型气动特性和流场的影响及作用机理,本文针对SD8020翼型开展了实验研究(Re = 4 × 104),测量了翼型的气动力,并采用荧光油膜、烟线流动可视化和热线技术观测了绕翼流场。研究结果表明:在小迎角(0°~3°)范围内,光滑翼型升力系数增长具有非线性特征,翼面层流分离泡结构的突变是导致低雷诺数下翼型升力系数非线性特征的主要原因;过小的前缘粗糙度(Sa+ = 0.00025)不会对流场产生明显影响,适当大小的前缘粗糙度(Sa+ = 0.0051、0.013)能够延缓边界层分离、加快剪切层再附,缩小甚至消除层流分离泡,显著降低气动阻力并增大升阻比,与光滑翼型相比,最大升阻比分别提升35.7%和41.4%;Sa+ = 0.013的前缘粗糙度能够减弱小迎角范围内升力系数增长的非线性特征,显著提高小迎角下的升力系数(迎角2°时提高约219.5%);粗糙前缘加快了扰动增长(表现为高频速度脉动、T–S波的增长),将壁面涡量更快地上卷至流场中,更早发展形成涡结构,涡结构可以加强法向对流,提高边界层对逆压梯度的抵抗能力,延缓分离;边界层分离之后,涡结构在分离剪切层转捩过程中起主导作用,加快流动转捩,流动提前再附。
薄膜热流计与原子层热电堆传感器的激波风洞试验对比
陈苏宇, 刘济春, 杨凯, 朱涛, 朱新新, 王辉
, doi: 10.11729/syltlx20220036
摘要(184) HTML(64) PDF(12)
摘要:
激波风洞试验中的主要测试量是热流密度,且多采用薄膜热流计。针对薄膜热流计的热流测试结果缺乏直接验证手段以及由此带来的测热结果不确定度偏大等问题,结合高精度可溯源的热流传感器标定实验可保证原子层热电堆(ALTP)热流传感器测热结果的准确性和可靠性,且ALTP热流传感器响应时间短又线性度优良,在多个流场条件下的激波风洞试验中开展了不同测热原理的多支这两类热流传感器测热结果的交叉对比验证。对比试验显示出ALTP热流传感器和薄膜热流计在不同流场参数下的激波风洞试验中的测热结果相对稳定,中高热流下两者测试结果之间的相对差异在8%以内。结合对比标定溯源链以及激波风洞试验测热结果的讨论,展现了利用ALTP热流传感器在激波风洞试验中在线标定薄膜热流计的可行性。 激波风洞试验中的主要测试量是热流密度,且多采用薄膜热流计。针对薄膜热流计的热流测试结果缺乏直接验证手段以及由此带来的测热结果不确定度偏大等问题,结合高精度可溯源的热流传感器标定实验可保证原子层热电堆(ALTP)热流传感器测热结果的准确性和可靠性,且ALTP热流传感器响应时间短又线性度优良,在多个流场条件下的激波风洞试验中开展了不同测热原理的多支这两类热流传感器测热结果的交叉对比验证。对比试验显示出ALTP热流传感器和薄膜热流计在不同流场参数下的激波风洞试验中的测热结果相对稳定,中高热流下两者测试结果之间的相对差异在8%以内。结合对比标定溯源链以及激波风洞试验测热结果的讨论,展现了利用ALTP热流传感器在激波风洞试验中在线标定薄膜热流计的可行性。
高分子溶液中微尺度流动影响纳米粒子扩散的实验研究
曲恒超, 郑平, 薛春东, 覃开蓉
, doi: 10.11729/syltlx20220048
摘要(241) HTML(84) PDF(8)
摘要:
生理介质中的纳米粒子扩散在生命演化、信息传递、药物输运等过程中至关重要。黏液、组织液、细胞质等生理介质不仅具有复杂多孔特性,还往往表现出生命活动相关的微尺度流动。流动与扩散的相互影响异常复杂,且受到生理介质的多孔特性影响。实验利用微流控技术构建高分子溶液微尺度流动环境,采用粒子追踪技术测量纳米粒子的运动,基于统计特征量表征纳米粒子的运动特性,分析微尺度流动对纳米粒子扩散的影响。结果显示,微尺度流动对流动方向和垂直于流动方向上纳米粒子扩散均产生影响;流动方向上纳米粒子扩散的受限程度减弱,呈现次扩散、布朗扩散到超扩散多阶段特征;垂直于流动方向上纳米粒子的扩散呈现近似布朗特征,但扩散系数相较于静态情形有明显提高。分析表明,高分子溶液中微尺度流动对纳米颗粒扩散的影响主要源于高分子网络结构及其动力学的改变。研究结果可为解读生理介质中纳米颗粒输运机制及纳米药物设计与输运增强应用有一定参考。 生理介质中的纳米粒子扩散在生命演化、信息传递、药物输运等过程中至关重要。黏液、组织液、细胞质等生理介质不仅具有复杂多孔特性,还往往表现出生命活动相关的微尺度流动。流动与扩散的相互影响异常复杂,且受到生理介质的多孔特性影响。实验利用微流控技术构建高分子溶液微尺度流动环境,采用粒子追踪技术测量纳米粒子的运动,基于统计特征量表征纳米粒子的运动特性,分析微尺度流动对纳米粒子扩散的影响。结果显示,微尺度流动对流动方向和垂直于流动方向上纳米粒子扩散均产生影响;流动方向上纳米粒子扩散的受限程度减弱,呈现次扩散、布朗扩散到超扩散多阶段特征;垂直于流动方向上纳米粒子的扩散呈现近似布朗特征,但扩散系数相较于静态情形有明显提高。分析表明,高分子溶液中微尺度流动对纳米颗粒扩散的影响主要源于高分子网络结构及其动力学的改变。研究结果可为解读生理介质中纳米颗粒输运机制及纳米药物设计与输运增强应用有一定参考。
低温表面过冷水滴撞击动力学和冻结行为实验研究
杨再利, 王敬鑫, 朱春玲, 赵宁, 朱程香
, doi: 10.11729/syltlx20220051
摘要(146) HTML(90) PDF(17)
摘要:
对低温表面毫米级过冷水滴的撞击冻结耦合过程进行实验研究,综合分析了水滴撞击速度、水滴过冷度(0~10 ℃)和基板温度对水滴撞击动力学和冻结行为的影响。研究表明:当撞击速度一定时,最大铺展直径系数随着水滴过冷度的降低而减小,但和基板温度无关,提出了一个修正模型来描述最大铺展直径系数的实验结果;成核时间随基板温度降低而提前,导致最终冻结面积增大,当基板温度为−24~−28 ℃,“珊瑚状”成核点在回缩阶段的三相接触线上形成;当基板温度低于−28 ℃,“菌状”成核点在铺展阶段中出现;水滴回缩动力学和冻结耦合作用决定冻结形貌,最大铺展面积的增大促结冰形貌由“煎饼状”向“盆状”转变。 对低温表面毫米级过冷水滴的撞击冻结耦合过程进行实验研究,综合分析了水滴撞击速度、水滴过冷度(0~10 ℃)和基板温度对水滴撞击动力学和冻结行为的影响。研究表明:当撞击速度一定时,最大铺展直径系数随着水滴过冷度的降低而减小,但和基板温度无关,提出了一个修正模型来描述最大铺展直径系数的实验结果;成核时间随基板温度降低而提前,导致最终冻结面积增大,当基板温度为−24~−28 ℃,“珊瑚状”成核点在回缩阶段的三相接触线上形成;当基板温度低于−28 ℃,“菌状”成核点在铺展阶段中出现;水滴回缩动力学和冻结耦合作用决定冻结形貌,最大铺展面积的增大促结冰形貌由“煎饼状”向“盆状”转变。
基于表面分布式压力的车载气动力感知技术
孙蓉, 李琳恺, 顾蕴松, 罗帅
, doi: 10.11729/syltlx20230008
摘要(168) HTML(65) PDF(17)
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。
Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
李震乾, 石义雷, 梁杰, 陈爱国, 皮兴才, 龙正义, 杨彦广
, doi: 10.11729/syltlx20220045
摘要(247) HTML(110) PDF(39)
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。
支杆–钝体流场振荡试验研究及统计分析
王一帆, 秦启豪, 关瑞卿, 徐惊雷
, doi: 10.11729/syltlx20220078
摘要(230) HTML(82) PDF(16)
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。
升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验
陈久芬, 徐洋, 蒋万秋, 凌岗, 段茂昌, 张毅锋
, doi: 10.11729/syltlx20220030
摘要(276) HTML(131) PDF(48)
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。
RP3航空煤油斜爆轰发动机试验研究
韩信, 张文硕, 张子健, 苑朝凯, 韩桂来, 刘云峰
, doi: 10.11729/syltlx20220090
摘要(1722) HTML(464) PDF(85)
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。
马赫数3超声速来流湍流度对平板模型边界层转捩影响的试验研究
李猛, 赵慧勇, 袁强, 陈力, 母金河
, doi: 10.11729/syltlx20220087
摘要(212) HTML(96) PDF(27)
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。
基于双层温敏漆测温的固着液滴蒸发传热特性研究
李冰杰, 张舒蕾, 董新宇, 王腾, 米梦龙, 刘璐
, doi: 10.11729/syltlx20220132
摘要(191) HTML(98) PDF(12)
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。
压力振荡管内波动行为的可视化实验研究
郭江涛, 周一卉, 胡大鹏, 刘志军, 黄兆锋, 高凤
, doi: 10.11729/syltlx20220039
摘要(162) HTML(81) PDF(18)
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。
高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
陈爱国, 田颖, 王杰, 杨彦广, 李志辉, 李中华, 李震乾
, doi: 10.11729/syltlx20210192
摘要(162) HTML(106) PDF(18)
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。
纳米流体燃料性能调控研究进展
高毅, 徐星星, 赵子龙, 周帅, 刘佩进, 敖文
, doi: 10.11729/syltlx20220119
摘要(195) HTML(74) PDF(26)
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。
基于多目标优化的光场多光谱温度反演方法
孙林林, 方华, 施圣贤
, doi: 10.11729/syltlx20230011
摘要(429) HTML(113) PDF(47)
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。
基于立体阴影成像的俯仰水翼流动特性实验研究
魏晋武, 梅笑寒, 王倩
, doi: 10.11729/syltlx20220095
摘要(251) HTML(96) PDF(15)
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。
CO2电弧加热器电热特性研究
欧东斌, 杨国铭, 朱兴营, 文鹏, 张智, 曾徽
, doi: 10.11729/syltlx20220065
摘要(184) HTML(171) PDF(6)
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%。
磁场对疏水表面铁磁流体液滴浸润性的影响及调控
欧阳奕, 温明富, 王娅萍, 杜玥蒨, 王誉乔, 牛小东
, doi: 10.11729/syltlx20220086
摘要(380) HTML(138) PDF(48)
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。
跨/超临界条件流体流动与喷射研究进展
姜冠宇, 闻浩诚, 代雯, 师迎晨, 王兵
, doi: 10.11729/syltlx20220083
摘要(374) HTML(147) PDF(56)
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。
1.2 m大视场聚焦纹影技术
谢爱民, 邢彦昌, 王敏, 部绍清
, doi: 10.11729/syltlx20220047
摘要(278) HTML(177) PDF(40)
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。
水下无源流体推力矢量喷管流动特性研究
冯潮, 顾蕴松, 方瑞山, 周宇航, 史楠星
, doi: 10.11729/syltlx20220071
摘要(254) HTML(131) PDF(16)
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。
基于射流控制的飞翼布局飞行器大迎角横航向非指令运动抑制
葛增冉, 史志伟, 董益章, 陈坤, 陈杰
, doi: 10.11729/syltlx20220104
摘要(203) HTML(117) PDF(16)
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。
双发进气道低速风洞试验方法研究
唐建平, 尚银辉, 李东, 巫朝君, 徐彬彬, 金玲
, doi: 10.11729/syltlx20220059
摘要(255) HTML(113) PDF(26)
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。
超疏水电热复合表面防冰机理与特性实验研究
刘欣乐, 李文丰, 许德辰, 蔡晋生
, doi: 10.11729/syltlx20220062
摘要(364) HTML(141) PDF(16)
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。
PLIF研究腔室宽高比对十字型混合器流动与混合影响
杨欢, 张巍, 黎湘霖, 李挺, 阮略, 李伟锋, 刘海峰, 王辅臣
, doi: 10.11729/syltlx20220038
摘要(205) HTML(87) PDF(16)
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rr=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rr=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。
基于多模态融合的结冰风洞云雾参数辨识方法
谢腾, 熊浩, 彭博, 易贤
, doi: 10.11729/syltlx20220077
摘要(212) HTML(133) PDF(16)
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。
轴流压缩机低雷诺数气动性能试验研究
雷鹏飞, 周恩民, 胡运华
, doi: 10.11729/syltlx20220026
摘要(233) HTML(119) PDF(14)
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。
双垂直楔交叉激波与转捩边界层干扰
易淼荣, 张若凌, 岳茂雄, 李莉, 任虎, 赵慧勇
, doi: 10.11729/syltlx20220050
摘要(404) HTML(206) PDF(23)
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。
Schmidt–Boelter热流传感器的改进和性能测评
朱涛, 杨凯, 朱新新, 徐洋, 王辉
, doi: 10.11729/syltlx20220029
摘要(384) HTML(193) PDF(44)
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。
旋转流体多边形自由表面形成机制研究
李唯一, 王涛, 张先念, 李雪琴, 孙振生
, doi: 10.11729/syltlx20220074
摘要(217) HTML(113) PDF(18)
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。
4.5 m × 3.5 m低速风洞动导数试验技术研究
陈昊, 卜忱, 谭浩, 牟伟强, 王延灵, 沈彦杰, 冯帅
, doi: 10.11729/syltlx20210131
摘要(256) HTML(112) PDF(29)
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。
基于视觉反馈的双光程纹影部件位置控制研究
方必红, 李明, 黄丹平
, doi: 10.11729/syltlx20220068
摘要(213) HTML(120) PDF(7)
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。
低速风洞进气道连续扫描试验方法研究
徐彬彬, 刘庭申, 巫朝君, 孙福振, 王学, 陈袁
, doi: 10.11729/syltlx20220032
摘要(178) HTML(152) PDF(18)
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。
基于总温探针的高精度总焓测量方法优化研究
朱新新, 隆永胜, 赵顺洪, 杨远剑, 李泽禹, 赵文峰
, doi: 10.11729/syltlx20210149
摘要(321) HTML(140) PDF(26)
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%。
机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
张泽宇, 李栋, 周金鑫, 梁勇, 耿子海
, doi: 10.11729/syltlx20210116
摘要(205) HTML(111) PDF(12)
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。
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(241) HTML(173) PDF(11)
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。
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(395) HTML(210) PDF(37)
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(920) HTML(280) PDF(60)
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%。
基础研究与应用
低温和湿度对超疏水表面水滴接触角的影响
邱岳, 杨一帆, 于大川, 朱春玲
, doi: 10.11729/syltlx20220085
摘要(71) HTML(20) PDF(1)
摘要:
超疏水表面的Cassie-Wenzel(C-W)润湿转变已经得到了广泛研究,然而对于覆膜成形的不规则表面来说,环境湿度对润湿转变的影响缺乏足够的探索。通过地面冷环境试验对不同温度、不同湿度诱导水滴静态接触角变化进行研究。结果表明:低温诱导水滴接触角降低,同时使表面发生冷凝现象,温度稳定后湿度成为了影响接触角变化的主要因素;温度可影响水滴冻结延迟时间,进而影响冻结前的接触角。通过水滴的低温和冻结试验可以定量得到温度和湿度对水滴接触角的影响,温度每降低5 ℃,接触角降低5° ± 1.7°;温度稳定后,水滴在相对湿度为88%时接触角每分钟降低2.4° ± 0.7°,在相对湿度为45%时接触角每分钟降低0.9° ± 0.2°。 超疏水表面的Cassie-Wenzel(C-W)润湿转变已经得到了广泛研究,然而对于覆膜成形的不规则表面来说,环境湿度对润湿转变的影响缺乏足够的探索。通过地面冷环境试验对不同温度、不同湿度诱导水滴静态接触角变化进行研究。结果表明:低温诱导水滴接触角降低,同时使表面发生冷凝现象,温度稳定后湿度成为了影响接触角变化的主要因素;温度可影响水滴冻结延迟时间,进而影响冻结前的接触角。通过水滴的低温和冻结试验可以定量得到温度和湿度对水滴接触角的影响,温度每降低5 ℃,接触角降低5° ± 1.7°;温度稳定后,水滴在相对湿度为88%时接触角每分钟降低2.4° ± 0.7°,在相对湿度为45%时接触角每分钟降低0.9° ± 0.2°。
测量技术
基于TDLAS多线吸收的超燃冲压发动机直连台架燃烧场二维分布测量
夏晖晖, 张顺平, 杨顺华, 阚瑞峰, 许振宇, 阮俊, 姚路, 黄安
, doi: 10.11729/syltlx20220103
摘要(223) HTML(118) PDF(18)
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。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日