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, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230120
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220082
摘要:
主燃级旋流器与预燃级旋流器之间的径向间距是贫油直喷分级燃烧室一个非常重要的结构参数，本文利用粒子图像测速、平面激光PMie散射和粒径测量技术对3种不同径向间距条件下的流场和雾化特性进行实验研究。结果表明：在常温常压下，随着主/预燃级旋流器径向间距的增大，中心回流区由前窄后宽向前后宽度相同转变，两级间回流区不断增大；预燃级燃油锥角受径向间距影响较小，在空气压降的影响下，主燃级直喷燃油射流由向主燃级区域偏转转为向预燃级区域偏转，主油路雾化效果变差。主/预燃级径向间距为20 mm时，主油路和副油路都能获得较好的雾化效果。
主燃级旋流器与预燃级旋流器之间的径向间距是贫油直喷分级燃烧室一个非常重要的结构参数，本文利用粒子图像测速、平面激光PMie散射和粒径测量技术对3种不同径向间距条件下的流场和雾化特性进行实验研究。结果表明：在常温常压下，随着主/预燃级旋流器径向间距的增大，中心回流区由前窄后宽向前后宽度相同转变，两级间回流区不断增大；预燃级燃油锥角受径向间距影响较小，在空气压降的影响下，主燃级直喷燃油射流由向主燃级区域偏转转为向预燃级区域偏转，主油路雾化效果变差。主/预燃级径向间距为20 mm时，主油路和副油路都能获得较好的雾化效果。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230113
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230092
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230020
摘要:
以NACA 65(12)–10独立基准叶片为对象，使用线性传声器阵列和SODIX（SOurce DIrectivity modeling in the cross-spectral matriX）方法对基准叶片前缘噪声指向性分布特征及波浪前缘对叶片前缘噪声的影响进行了实验研究。开发了SODIX数据处理程序并进行了数值仿真验证，结果表明：不同指向角下计算结果的最大误差不超过0.26 dB。在半消声室内，利用由31个传声器组成的非均匀分布优化阵列，对NACA 65(12)–10独立基准叶片和仿生学叶片的前缘噪声开展了参数化声学实验。结果表明：在40° ～ 142°指向角测量范围内，基准叶片前缘噪声指向性符合典型偶极子声源特征，峰值在130°指向角附近；随着频率升高，基准叶片前缘噪声指向性产生了显著的“波瓣”现象，频率越高，“波瓣”越多。进一步研究表明：不同波长和幅值的前缘构型都可以有效降低指向角测量范围内的前缘噪声；与波浪前缘的波长相比，波浪前缘的幅值对前缘噪声的影响更为显著，特别是在90° ～ 120°指向角范围内，A30W20叶型的降噪量可达7.71 dB。
以NACA 65(12)–10独立基准叶片为对象，使用线性传声器阵列和SODIX（SOurce DIrectivity modeling in the cross-spectral matriX）方法对基准叶片前缘噪声指向性分布特征及波浪前缘对叶片前缘噪声的影响进行了实验研究。开发了SODIX数据处理程序并进行了数值仿真验证，结果表明：不同指向角下计算结果的最大误差不超过0.26 dB。在半消声室内，利用由31个传声器组成的非均匀分布优化阵列，对NACA 65(12)–10独立基准叶片和仿生学叶片的前缘噪声开展了参数化声学实验。结果表明：在40° ～ 142°指向角测量范围内，基准叶片前缘噪声指向性符合典型偶极子声源特征，峰值在130°指向角附近；随着频率升高，基准叶片前缘噪声指向性产生了显著的“波瓣”现象，频率越高，“波瓣”越多。进一步研究表明：不同波长和幅值的前缘构型都可以有效降低指向角测量范围内的前缘噪声；与波浪前缘的波长相比，波浪前缘的幅值对前缘噪声的影响更为显著，特别是在90° ～ 120°指向角范围内，A30W20叶型的降噪量可达7.71 dB。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230089
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230095
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230077
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230093
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230114
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230084
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230051
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230062
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230065
摘要:
位于高速列车车体下部区域的通风口格栅与设备舱壁面构成格栅–空腔结构，当列车高速运行时，该结构的流声耦合问题较为突出，有必要深入分析其流声耦合机理。将位于车体下部区域的带格栅裙板简化为带格栅的二维空腔模型（格栅–空腔结构），采用延迟分离涡数值模型（Delayed Detached Eddy Simulation, DDES）研究其气动噪声产生机理、流场和声场特性等。研究结果表明：当列车以400 km/h速度运行时，格栅–空腔结构开口处的剪切振荡较为剧烈，特别是空腔冲击边缘附近区域；基于总声压级的空间、频域分布和湍流压力波数–频率谱，发现⊓形格栅–空腔结构的流场始终处于自激振荡的过渡状态，且各位置的总声压级和波数域上的振荡幅值始终低于V形格栅和半圆环形格栅–空腔结构；对目前常用的半圆环形带格栅裙板考虑通风口的出风作用后，观察到空腔内部的涡团演化明显减缓，直接导致格栅附近的总声压级大幅下降约15 dB，表明出风作用能够显著降低带裙板格栅的近场噪声。
位于高速列车车体下部区域的通风口格栅与设备舱壁面构成格栅–空腔结构，当列车高速运行时，该结构的流声耦合问题较为突出，有必要深入分析其流声耦合机理。将位于车体下部区域的带格栅裙板简化为带格栅的二维空腔模型（格栅–空腔结构），采用延迟分离涡数值模型（Delayed Detached Eddy Simulation, DDES）研究其气动噪声产生机理、流场和声场特性等。研究结果表明：当列车以400 km/h速度运行时，格栅–空腔结构开口处的剪切振荡较为剧烈，特别是空腔冲击边缘附近区域；基于总声压级的空间、频域分布和湍流压力波数–频率谱，发现⊓形格栅–空腔结构的流场始终处于自激振荡的过渡状态，且各位置的总声压级和波数域上的振荡幅值始终低于V形格栅和半圆环形格栅–空腔结构；对目前常用的半圆环形带格栅裙板考虑通风口的出风作用后，观察到空腔内部的涡团演化明显减缓，直接导致格栅附近的总声压级大幅下降约15 dB，表明出风作用能够显著降低带裙板格栅的近场噪声。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230059
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20200140
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230029
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230044
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220016
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} \begin{document}$30 < {y^ + } < 80$\end{document} \begin{document}${\Lambda _{{\text{ci}}}}$\end{document} \begin{document}${y^ + } \approx 63$\end{document}
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
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230066
摘要:
开式空腔流动发生时剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用，引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔，通过脉动压力测试技术，在马赫数0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究，综合利用频谱分析和互相关分析手段，揭示了剪切层动态特征的发展机制及模态噪声的传播规律。结果表明：剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加，致使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展；模态噪声逆流向上行传播，其速度同样呈类余弦分布，变化趋势与模态噪声幅值保持一致，结合Rossiter模态预估理论发现同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用了产生了类驻波现象，导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。
开式空腔流动发生时剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用，引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔，通过脉动压力测试技术，在马赫数0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究，综合利用频谱分析和互相关分析手段，揭示了剪切层动态特征的发展机制及模态噪声的传播规律。结果表明：剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加，致使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展；模态噪声逆流向上行传播，其速度同样呈类余弦分布，变化趋势与模态噪声幅值保持一致，结合Rossiter模态预估理论发现同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用了产生了类驻波现象，导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220034
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220028
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−1≤Ω≥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−1≤Ω≥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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230017
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230009
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220061
摘要:
针对5.5 m × 4.0 m航空声学风洞可移动闭口试验段的设计指标和功能需求特点，论述了闭口试验段的总体结构方案，并围绕闭口试验段框架刚强度和模态开展了数值计算，对其定位与锁紧、提升机构、可更换下壁板和开度可调侧壁板等关键技术进行了详细研究，同时对其加工和装配过程中的关键问题提出了具体的解决措施。本文研究内容对同类型大型航空声学风洞的闭口试验段设计具有一定的参考价值。
针对5.5 m × 4.0 m航空声学风洞可移动闭口试验段的设计指标和功能需求特点，论述了闭口试验段的总体结构方案，并围绕闭口试验段框架刚强度和模态开展了数值计算，对其定位与锁紧、提升机构、可更换下壁板和开度可调侧壁板等关键技术进行了详细研究，同时对其加工和装配过程中的关键问题提出了具体的解决措施。本文研究内容对同类型大型航空声学风洞的闭口试验段设计具有一定的参考价值。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220041
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220081
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γ−Reθ−MT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γ−Reθ−MT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γ−Reθ−MT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γ−Reθ−MT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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220033
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220147
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220099
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230015
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220141
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20230032
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220036
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220048
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。
, 最新更新时间 , doi: 10.11729/syltlx20220051
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。
, 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/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/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/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/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。
