实验流体力学

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姬隽泽, 李祝飞, 张恩来, 杨基明

2019, 33(5): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20190046

摘要(244) HTML (155) PDF(21)

摘要:
针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题，提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场，采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法，高效揭示小幅偏离轴对称状态时，内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明：在轴对称情况下，即使内收缩直锥的前缘压缩角很小，由于汇聚效应，激波逐渐增强，在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘，继而终止了激波的进一步汇聚增强；而在来流有迎角情况下，流场小幅度偏离轴对称后，表现出复杂的三维特征；沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快，在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线，并且可以发生规则反射；在对称面发生规则反射的情况下，激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高；随着内收缩直锥前缘压缩角的增大，对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。

圆弧激波缓聚点火及后续燃烧传播

侯自豪, 杨剑挺, 朱雨建, 杨基明

2019, 33(5): 10-17. doi: 10.11729/syltlx20190043

摘要(107) HTML (96) PDF(5)

摘要:
采用激波管实验和准一维数值模拟的方法，对预混可燃气体中圆弧汇聚激波的自点火现象及后续燃烧波的传播特性进行研究。其中圆弧汇聚激波由平面运动激波通过精确设计的弧形过渡管段转变得到。研究表明：收缩段中圆弧汇聚激波波后的非均匀梯度环境由激波在平直段、弧形过渡段和扇形收缩段中传播所分别诱导的3个梯度区共同构成。随着圆弧汇聚激波的不断增强，圆弧激波后某处首先形成一个无激波的温和反应区。该反应区逆流锋面的初期运动速度远超Chapman-Jouguet（CJ）爆轰波速，而反应产物区流动则呈现出一定弱爆轰波特征。进一步分析发现，该反应锋面本质上是一种"自发反应波"（spontaneous reaction wave），而非常规意义上的动力学波，其速度与汇聚激波波后气流点火时间梯度的倒数吻合。而后，反应区的扩张速度很快降至CJ爆轰波速以下，伴随反应锋面附近激波的产生以及激波-火焰复合结构的形成。激波-火焰结构最终加速演变为反向传播的爆轰波。在一定的条件下，由于入射激波转变过程和汇聚所构造的特定点火环境，自发反应波可再次赶超爆轰波，成为新的燃烧波前；而当自发反应波速度再次低于CJ爆轰波速时，它将再次转变为爆轰波；在此过程中，原先的爆轰波阵面蜕变为反应产物中传播的激波。

外并联式TBCC进气道模态转换风洞试验及模型典型影响因素分析

刘愿, 钱战森, 向先宏

2019, 33(5): 18-27. doi: 10.11729/syltlx20190007

摘要(212) HTML (97) PDF(17)

摘要:
开展了外并联式TBCC进气道典型模态转换条件下的气动特性风洞试验研究，获得了其主要气动性能参数，并验证了所采用的CFD方法的基本可靠性。以CFD为主要手段，针对该TBCC进气道模型开展了侧板缝隙、前缘钝化以及内型面迎风台阶3方面加工偏差对进气道气动性能影响的研究。结果显示：分流板与侧板之间的缝隙导致了高、低速通道之间的窜流，在缝隙为0.5 mm时，高速通道总压恢复系数增加量可达2.13%，同时流量系数增加2.27%，这对进气道气动性能的评估产生了影响，模型侧板缝隙应小于0.5 mm；在一般加工精度（0.3 mm）下，前缘钝化半径对进气道气动性能的影响较小，进气道性能参数基本保持不变；在一般装配精度（0.5 mm）下，内型面迎风台阶对进气道流量系数基本无影响，进气道总压恢复系数的减小量小于0.44%，能够满足进气道气动性能的评估要求。

曲锥前体/内转进气道一体化设计与试验研究

郑晓刚, 李中龙, 李怡庆, 张旭, 朱呈祥, 尤延铖

2019, 33(5): 28-35, 48. doi: 10.11729/syltlx20190019

摘要(159) HTML (108) PDF(7)

摘要:
介绍了曲锥前体/内转进气道一体化的设计方法，针对进气道侧壁外扩角这一设计因素，设计了具有不同捕获形状的两套一体化构型，并完成了两套模型在马赫数Ma=6.0、0°迎角状态下的风洞试验及数值模拟对比。结果表明，基于该一体化设计方法，曲锥前缘产生的初始入射激波在设计状态下能够完全封闭进气道唇罩，进而起到抑制唇罩溢流和提高一体化构型流量捕获能力的效果。在设计条件下，进气道侧壁外扩角的增加有助于减少侧壁产生的溢流，从而提高一体化构型的流量捕获能力。同时，外扩角的增大将导致下游反压前传速度加快，从而恶化进气道的内部流场并降低一体化构型的反压特性。因此，设计此类一体化构型时，需要考虑外扩角对捕获流量和进气道出口性能的综合影响，选择合适的进气道侧壁外扩角度以达到设计需求。

低雷诺数下翼尖涡统计特性实验研究

薛栋, 潘翀, 袁先士, 刘瑞卿

2019, 33(5): 36-41. doi: 10.11729/syltlx20180129

摘要(191) HTML (90) PDF(14)

摘要:
翼尖涡的统计特性主要包括涡核半径、平均涡量、旋涡切向速度等，其准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用二维粒子图像测速技术在水洞中对椭圆机翼生成的翼尖涡尾流场进行了实验观测，测量区域覆盖翼尖涡发展的近场、中远场。针对涡对不稳定运动导致旋涡统计参数失真的情况，采用涡核中心对齐平均（re-centered average）的方法，屏蔽掉涡对不稳定运动对旋涡统计参数的影响，提高了统计结果的准确度。Re-centered average统计结果表明：涡核半径和涡量峰值随流向站位分别呈现出近似符合幂函数的增长和衰减规律；旋涡不稳定运动的振幅随机翼迎角增大而减小，表明涡对抵抗扰动的能力随涡强度的增大而增强。

电弧加热高温磁流体发电地面试验研究

欧东斌, 曾徽, 杨国铭, 朱安文, 刘飞标, 王铸, 彭燕, 刘保林

2019, 33(5): 42-48. doi: 10.11729/syltlx20180189

摘要(411) HTML (227) PDF(63)

摘要:
针对航天器未来空间飞行任务对大功率电源的迫切需求，开展了基于电弧加热的高温气体磁流体（MHD）发电地面试验研究。利用长分段电弧加热器加热氩气试验工质，模拟MHD发电所需的温度和压力条件，通过注入铯种子的方式提高试验工质的电导率，成功进行了直通式和盘式MHD发电地面试验：在磁场强度1 T试验条件下，直通式发电机最大输出发电功率达到196 W；在磁场强度7 T试验条件下，盘式发电机最大输出发电功率达到10.5 kW。本研究工作验证了磁流体发电技术的前景，为更高功率的磁流体发电机研究及空间应用奠定了基础。

高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究

余涛, 王俊鹏, 刘向宏, 赵家权, 吴杰

2019, 33(5): 49-56. doi: 10.11729/syltlx20180142

摘要(286) HTML (163) PDF(20)

摘要:
来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究，如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验，有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识，需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法，使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析，并结合直接数值模拟结果，获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6 Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示：该风洞为典型噪声风洞，其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%，涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路，为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。

尖锥前体飞行器FADS系统的人工神经网络建模及风洞试验研究

王鹏, 金鑫

2019, 33(5): 57-63. doi: 10.11729/syltlx20180125

摘要(264) HTML (171) PDF(14)

摘要:
针对一种用于尖锥前体飞行器的嵌入式大气数据传感（Flush Air Data Sensing，FADS）系统的解算模型及精度进行研究。针对尖锥外形特征，首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置；然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试，并比对了数值计算数据与风洞试验数据；最后基于人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型及算法。结果表明：针对尖锥外形测压孔配置特征，基于人工神经网络建模技术的算法解算精度较好，迎角、侧滑角、静压、马赫数的网络输出值与试验值吻合较好，输出的测试误差（绝对值）分别小于0.1°、0.1°、50.0 Pa及0.01；同时也证实了人工神经网络算法在FADS系统中有进一步发展的空间。

直升机防除冰系统人工结冰试验

任智勇, 李志鹏, 王俊琦, 马丁峰

2019, 33(5): 64-69. doi: 10.11729/syltlx20180077

摘要(403) HTML (157) PDF(23)

摘要:
为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律，在不同液态水含量和大气温度下，开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验，研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现：受旋翼旋转影响，右发进气道较左发更容易结冰；发动机低功率状态下，防冰性能较差，状态升高后，防冰性能改善；旋翼结冰导致发动机状态升高，使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时，旋翼上周期性的"结冰-脱除"，导致发动机参数振荡，振荡周期受环境条件影响不大，而振幅与液态水含量近似呈线性关系。

一种非介入式高超声速边界层不稳定波的测量方法

余涛, 张威, 张毅锋, 陈久芬, 陈坚强, 吴杰

2019, 33(5): 70-75. doi: 10.11729/syltlx20190076

摘要(272) HTML (138) PDF(28)

摘要:
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一，但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏，且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理，搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI），可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中，使用FLDI开展了来流雷诺数10⁷/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波（645 kHz）。通过与PCB测试结果进行对比，FLDI的高信噪比、高解析频率（本文实验有效解析频率1.5 MHz）、高空间分辨率（沿流向小于1 mm）等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性，其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究，为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。

过氧化氢-煤油火箭发动机喷流红外辐射亮度的精确测量

陈豪, 李帅辉, 陈涉, 李森, 李腾, 魏小林, 余西龙, 樊菁

2019, 33(5): 76-80, 86. doi: 10.11729/syltlx20180171

摘要(349) HTML (185) PDF(19)

摘要:
姿轨控火箭发动机喷流红外辐射特性的定量测量，是飞行器突防效能研究以及喷流流场数值模拟计算模型验证中的一个关键环节。为定量研究火箭发动机喷流红外辐射场分布，对某型过氧化氢-煤油小火箭发动机进行了喷流红外辐射特性测量实验。使用的制冷型中波红外相机波段为3.7~4.8 μm，该相机探测阵元平均噪声等效温差为16 mK，输出16 bits信号，具有高灵敏度和大动态范围。通过对红外相机的黑体辐射定标，并对定标误差进行分析，反演所测灰度值图像，在与喷流垂直方向得到中波红外波段的喷流辐射亮度分布。测量结果表明，小火箭发动机喷流中马赫盘结构位置清晰，喷流在中波红外波段的峰值辐射亮度为184 W/（m²·sr），辐射测量精度为12 W/（m²·sr）。

基于原子发射光谱的中低焓电弧加热器漏水故障诊断

林鑫, 曾徽, 彭锦龙, 欧东斌, 李飞, 余西龙

2019, 33(5): 81-86. doi: 10.11729/syltlx20180174

摘要(187) HTML (102) PDF(3)

摘要:
电弧加热器试验中存在电极局部烧穿漏水导致电弧加热器严重烧损的风险，对漏水故障的快速诊断可大大提升电弧加热器的运行安全性。由于电弧加热器内高温气流的恶劣环境，漏水故障诊断技术匮乏。针对总焓范围2~12 MJ/kg的中低焓电弧加热器，提出一种基于原子发射光谱的漏水故障诊断技术。通过分析中低焓电弧加热器漏水故障条件和正常运行下高温流场的发射光谱特性，选择氧原子777.19 nm发射谱线为目标谱线，采用相对强度的处理方法，实时监测该中低焓电弧加热器是否发生漏水故障。试验获得了总焓H₀分别为11.6和9.8 MJ/kg共2组工况下氧原子相对辐射强度的变化规律，结合电极烧蚀图像分析，证明该技术应用于中低焓电弧加热器漏水故障诊断具有较强的发展潜力。最后，提出该技术在单轨道-多焓值状态气动热试验条件下，每个状态均保证较高灵敏度的解决方案。

扁平融合式飞机整体式进/排气试验的推/阻校准方法

巫朝君, 胡卜元, 李东, 吴福章, 陈其盛

2019, 33(5): 87-92. doi: 10.11729/syltlx20180141

摘要(192) HTML (83) PDF(7)

摘要:
在研究嵌入式动力装置的进/排气效应对扁平融合式飞机气动特性的影响时，发展了一种整体式进/排气模拟试验方法及推/阻校准方法。采用与飞机模型融为一体的内置式引射器同时模拟飞机的进气效应和排气效应，模型气动载荷与引射器工作时的作用力由天平同时测量获得；把模型推进系统部分分离出来，在TPS校准箱中进行推/阻校准，建立模型气动载荷与推/阻力之间的剥离方法，获得真实的进/排气效应影响试验数据。用典型的背负式进气道扁平融合式飞机模型进行了推/阻校准试验和进/排气影响风洞验证试验，验证了该方法的可行性。

Φ3.2m风洞共轴刚性旋翼试验台研制

黄明其, 杨永东, 梁鉴, 彭先敏, 唐敏

2019, 33(5): 93-97. doi: 10.11729/syltlx20180135

摘要(201) HTML (116) PDF(8)

摘要:
为满足共轴刚性对转旋翼气动特性及流动机理研究的风洞试验需要，在中国空气动力研究与发展中心Φ3.2 m风洞开展了共轴刚性对转旋翼试验台（以下简称共轴旋翼试验台）研制。该试验台可开展Φ2 m量级双旋翼模型的桨尖马赫数相似试验，是研究双旋翼构型高速直升机气动特性的重要试验设备。采用上、下旋翼模型独立支撑、单一电机驱动，实现了同步反向旋转、同步改变旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距等远程实时控制功能；通过设计计算-测试-调节的迭代，解决了试验台台体的动力学特性匹配问题；合理选择设计参数，解决了传动系统稳定性问题；利用该试验台获得的某旋翼模型风洞试验结果，拉力系数的重复性精度优于0.58%，扭矩系数的重复性精度优于0.11%。

高柔结构连续壳体气弹模型通用制作方法

王磊, 刘伟, 樊星妍, 张振华, 梁枢果

2019, 33(5): 98-104. doi: 10.11729/syltlx20180152

摘要(160) HTML (107) PDF(5)

摘要:
气弹模型制作是高柔结构风洞试验的关键点和难点。针对高柔结构，详细介绍了一种采用"开模、灌胶、再拆模"方式制作连续壳体气弹模型的方法：以石膏制作内模、有机玻璃雕刻外模，精确设计石膏内模和玻璃外模之间的缝隙尺寸，在缝隙内灌注DEVCON胶剂；胶剂固化后，拆模即制成连续气弹壳体模型。动力特性测试结果表明：该模型能够较为精确地模拟实际结构的质量、阻尼以及一、二阶振型和频率，能够再现典型的风致振动现象，证实了制作方法的可靠性。制作方法简便易行、造价低、精度高、通用性强，可为高层建筑、高柔烟囱、化工塔、电视塔、冷却塔等高柔结构的连续气弹壳体模型制作提供指导。

连续式跨声速风洞降温系统液氮存储装置的设计与调试

李峰, 高超, 郗忠祥, 张国彪

2019, 33(5): 105-110. doi: 10.11729/syltlx20180131

摘要(190) HTML (110) PDF(8)

摘要:
低温运行是提高风洞实验雷诺数的有效途径。采用喷洒液氮的方式，NF-6风洞建成了国内第一套适用于连续式跨声速风洞的降温系统。介绍了NF-6风洞降温系统的总体方案和主要技术指标，重点介绍其液氮存储装置的结构和技术原理，给出了静态和通气运行调试结果。测试结果表明：提出的液氮需求量计算方法正确，为储罐容积估算提供了理论依据；液氮存储装置设计合理，液氮加注通畅平稳，自增压系统工作正常，绝热性满足低温液氮存储要求；储罐的液氮日蒸发率为0.044%，远低于设计指标；液氮存储装置与降温系统整体匹配良好、工作稳定，总温、总压、马赫数以及运行时间等关键指标达到设计要求。

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2019年第33卷第5期

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