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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。
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doi: 10.11729/syltlx20230026
摘要:
随着大规模、大尺度试验环境需求的持续增加，测量仪器的应用范围不断扩大。彩虹折射测量技术是一种高效的云雾颗粒测量技术，受成像系统孔径的限制，其测量距离一般在50 cm以下。而合成孔径彩虹折射测量技术利用多个波长的激光照射单个液滴产生多个彩虹信号，并将多个彩虹信号合成为一个信号，经反演得到液滴参数，可以实现超远距离液滴参数测量，将测量距离增大至1.5 m左右。为满足从大型喷雾场外部测量内部液滴参数的需求，研发了多波长合成孔径彩虹折射仪。通过模拟，验证了多波长合成孔径彩虹折射仪能够实现远距离液滴测量；通过测量不同粒径的水和乙醇液滴，证明了多波长合成孔径彩虹折射仪运行的可行性和准确性。粒径和折射率测量误差分别在5 μm和8 × 10−4以内（水和乙醇液滴粒径范围为100～200 μm）。多波长合成孔径彩虹折射仪可以突破孔径限制，拓展工业应用场景，实现液滴粒径、折射率等多参数同时在线测量。
随着大规模、大尺度试验环境需求的持续增加，测量仪器的应用范围不断扩大。彩虹折射测量技术是一种高效的云雾颗粒测量技术，受成像系统孔径的限制，其测量距离一般在50 cm以下。而合成孔径彩虹折射测量技术利用多个波长的激光照射单个液滴产生多个彩虹信号，并将多个彩虹信号合成为一个信号，经反演得到液滴参数，可以实现超远距离液滴参数测量，将测量距离增大至1.5 m左右。为满足从大型喷雾场外部测量内部液滴参数的需求，研发了多波长合成孔径彩虹折射仪。通过模拟，验证了多波长合成孔径彩虹折射仪能够实现远距离液滴测量；通过测量不同粒径的水和乙醇液滴，证明了多波长合成孔径彩虹折射仪运行的可行性和准确性。粒径和折射率测量误差分别在5 μm和8 × 10−4以内（水和乙醇液滴粒径范围为100～200 μm）。多波长合成孔径彩虹折射仪可以突破孔径限制，拓展工业应用场景，实现液滴粒径、折射率等多参数同时在线测量。
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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$15 < {y^ + } < 100$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。
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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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doi: 10.11729/syltlx20220055
摘要:
本文针对直升机涡环状态边界进行了系统地分析与研究。首先，剖析了涡环状态事故的成因，阐述了其在飞行特性、旋翼性能、桨盘入流、涡系结构等层面的物理机制，指出涡环状态下安全隐患的主要诱因是桨尖涡受挤压形成集中涡，使桨盘面上诱导入流相对垂向来流占优，造成旋翼拉力负阻尼与性能损失，导致浮沉运动失稳。然后，对比了各类涡环状态边界的差异性和适用性，总结了现有边界预测模型存在建模方式主观性强和试验数据离散度高的问题，并提出了改进思路。最后，设计并开展了模拟下降飞行的旋翼风洞试验。结果显示：涡环状态下出现了旋翼拉力负阻尼、拉力损失和功率沉陷现象，旋翼拉力损失最高达30%，旋翼产生与悬停状态相同拉力情况下的需用功率约为悬停功率的160%。使用特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼与拉力性能损失为指标，从试验结果中提取了涡环状态边界临界速度离散点。在涡环状态边界模型构建中区分了水平来流、垂向来流和诱导入流对桨尖涡驱动作用的强弱，并计入不同前进比下动量理论的修正和桨尖涡运动阈值的差异，基于试验值采用最小二乘法确定了模型参数，建立了半经验化的涡环状态边界预测模型，模型预测结果与风洞试验结果吻合较好，且符合飞行试验规律。本文对涡环状态特情的认识以及涡环状态事故的预防具有现实意义。
本文针对直升机涡环状态边界进行了系统地分析与研究。首先，剖析了涡环状态事故的成因，阐述了其在飞行特性、旋翼性能、桨盘入流、涡系结构等层面的物理机制，指出涡环状态下安全隐患的主要诱因是桨尖涡受挤压形成集中涡，使桨盘面上诱导入流相对垂向来流占优，造成旋翼拉力负阻尼与性能损失，导致浮沉运动失稳。然后，对比了各类涡环状态边界的差异性和适用性，总结了现有边界预测模型存在建模方式主观性强和试验数据离散度高的问题，并提出了改进思路。最后，设计并开展了模拟下降飞行的旋翼风洞试验。结果显示：涡环状态下出现了旋翼拉力负阻尼、拉力损失和功率沉陷现象，旋翼拉力损失最高达30%，旋翼产生与悬停状态相同拉力情况下的需用功率约为悬停功率的160%。使用特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼与拉力性能损失为指标，从试验结果中提取了涡环状态边界临界速度离散点。在涡环状态边界模型构建中区分了水平来流、垂向来流和诱导入流对桨尖涡驱动作用的强弱，并计入不同前进比下动量理论的修正和桨尖涡运动阈值的差异，基于试验值采用最小二乘法确定了模型参数，建立了半经验化的涡环状态边界预测模型，模型预测结果与风洞试验结果吻合较好，且符合飞行试验规律。本文对涡环状态特情的认识以及涡环状态事故的预防具有现实意义。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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doi: 10.11729/syltlx20230021
摘要:
风洞实验中获取模型高精度压力分布至关重要，但现有测量方法仍然存在些许缺陷。为获得风洞模型的全域压力分布，本文通过集合变换卡尔曼滤波（ETKF）对风洞实验的稀疏实测数据和数值计算数据进行同化，实现了基于模型物面有限测点的全空间流场高精度重构。分别使用二维翼型RAE 2822及NACA 0012进行实验验证，RAE 2822的压力稀疏重构结果，比线性理论的修正更加符合实测结果，此效果在激波位置体现得尤其明显，压力系数的预测误差降低了约3%，使用ETKF修正后的攻角及马赫数集合均值计算得到的机翼升力系数和力矩系数，与实验值的误差均小于1%；NACA 0012的实验面向风洞测量的全场感知应用，探讨了基于少量测点进行压力重构的可行性。实验结果表明，采用机翼物面6个测点重构的压力系数，相对误差可达2.42%，且对比结果可得同化效果与数据点位置密切相关。
风洞实验中获取模型高精度压力分布至关重要，但现有测量方法仍然存在些许缺陷。为获得风洞模型的全域压力分布，本文通过集合变换卡尔曼滤波（ETKF）对风洞实验的稀疏实测数据和数值计算数据进行同化，实现了基于模型物面有限测点的全空间流场高精度重构。分别使用二维翼型RAE 2822及NACA 0012进行实验验证，RAE 2822的压力稀疏重构结果，比线性理论的修正更加符合实测结果，此效果在激波位置体现得尤其明显，压力系数的预测误差降低了约3%，使用ETKF修正后的攻角及马赫数集合均值计算得到的机翼升力系数和力矩系数，与实验值的误差均小于1%；NACA 0012的实验面向风洞测量的全场感知应用，探讨了基于少量测点进行压力重构的可行性。实验结果表明，采用机翼物面6个测点重构的压力系数，相对误差可达2.42%，且对比结果可得同化效果与数据点位置密切相关。
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doi: 10.11729/syltlx20230032
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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doi: 10.11729/syltlx20220087
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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doi: 10.11729/syltlx20230003
摘要:
超临界流体是一种极端条件下（温度与压力均处于临界点以上）非常态流体。浮力驱动的超临界流体Rayleigh–Bénard(RB)对流则是一种新的非线性热对流体系，其浮力作用不符合Boussinesq近似，且在温差的作用下物性在临界点附近出现剧烈畸变并伴随着丰富的流动与相变耦合过程。本实验设计了可承载超临界二氧化碳（SCO2）的透明蓝宝石压力容器，建立竖直温度梯度作用下的超临界流体RB对流，观测不同温差作用下的流动结构和超临界相变过程并通过图像互相关算法计算“雾化”液滴的速度场。实验采用铂电阻测温，并精确容器上下端的温差，研究超临界二氧化碳在线性降温过程中多种流态与速度场的演化。在线性降温过程中，SCO2经历超临界流动、跨临界流动和气液两相流动三个典型过程。跨临界流动是相变与浮力热对流的强耦合过程，导致超临界二氧化碳RB对流具有多态的非稳态流动。实验表明，超临界RB对流对温差极为敏感，温差越大则超临界域内的对流更为剧烈；随着温度的降低，雾化的液滴不断凝聚，形成丰富的多层流动结构，并最终向气液两相流动演化。
超临界流体是一种极端条件下（温度与压力均处于临界点以上）非常态流体。浮力驱动的超临界流体Rayleigh–Bénard(RB)对流则是一种新的非线性热对流体系，其浮力作用不符合Boussinesq近似，且在温差的作用下物性在临界点附近出现剧烈畸变并伴随着丰富的流动与相变耦合过程。本实验设计了可承载超临界二氧化碳（SCO2）的透明蓝宝石压力容器，建立竖直温度梯度作用下的超临界流体RB对流，观测不同温差作用下的流动结构和超临界相变过程并通过图像互相关算法计算“雾化”液滴的速度场。实验采用铂电阻测温，并精确容器上下端的温差，研究超临界二氧化碳在线性降温过程中多种流态与速度场的演化。在线性降温过程中，SCO2经历超临界流动、跨临界流动和气液两相流动三个典型过程。跨临界流动是相变与浮力热对流的强耦合过程，导致超临界二氧化碳RB对流具有多态的非稳态流动。实验表明，超临界RB对流对温差极为敏感，温差越大则超临界域内的对流更为剧烈；随着温度的降低，雾化的液滴不断凝聚，形成丰富的多层流动结构，并最终向气液两相流动演化。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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%。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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。
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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%。
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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。
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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。
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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。
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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%。
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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。
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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。
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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。
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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。
2023, 37(4): 1-17.
doi: 10.11729/syltlx20230022
摘要:
振荡射流可有效增强喷射流体与周围流体的相互作用，在能源、化工、航空航天、精密制造等领域有着重要应用价值，受到国内外学者广泛关注。为更好地了解振荡射流发展现状及未来发展趋势，本文对微射流、机械式、反馈式、钝体–V形喷嘴、冲击V形板、腔体自激拍打、薄膜自激拍打等7种激励方式的振荡射流进行了全面归纳与分类，对比分析了不同激励方式的原理及其产生的振荡射流特性，指出了振荡射流技术存在的问题及工业应用的局限性，预测了其发展前景并给出了发展建议。
2023, 37(4): 18-28.
doi: 10.11729/syltlx20230035
摘要:
利用TR–PIV与平行双丝热线，对平板边界层内的贴壁二维方柱绕流流场和壁面摩擦应力的关联进行了实验研究。主要关注方柱下游大尺度流动结构的运动对近壁面流向平均速度零点处摩擦应力的影响（基于方柱宽度与来流风速定义的雷诺数固定为1.1 × 104）。研究表明，贴壁二维方柱绕流产生了2种典型的流动结构：一为向壁面靠近并接触壁面的近壁流动结构，本文称“I涡”；一为平行壁面沿流向运动的流动结构，本文称“Ⅱ涡”。Ⅰ涡、Ⅱ涡的出现改变了壁面附近流动速度的大小和方向，影响了测点壁面摩擦应力：增大了流向速度梯度，导致摩擦应力陡增；减小了流向速度梯度，导致摩擦应力锐减；改变了摩擦应力方向。本文研究结果可为理解表面冲蚀、污染物聚集、近壁面湍流耗散等问题的机理提供参考。
利用TR–PIV与平行双丝热线，对平板边界层内的贴壁二维方柱绕流流场和壁面摩擦应力的关联进行了实验研究。主要关注方柱下游大尺度流动结构的运动对近壁面流向平均速度零点处摩擦应力的影响（基于方柱宽度与来流风速定义的雷诺数固定为1.1 × 104）。研究表明，贴壁二维方柱绕流产生了2种典型的流动结构：一为向壁面靠近并接触壁面的近壁流动结构，本文称“I涡”；一为平行壁面沿流向运动的流动结构，本文称“Ⅱ涡”。Ⅰ涡、Ⅱ涡的出现改变了壁面附近流动速度的大小和方向，影响了测点壁面摩擦应力：增大了流向速度梯度，导致摩擦应力陡增；减小了流向速度梯度，导致摩擦应力锐减；改变了摩擦应力方向。本文研究结果可为理解表面冲蚀、污染物聚集、近壁面湍流耗散等问题的机理提供参考。
2023, 37(4): 29-47.
doi: 10.11729/syltlx20230054
摘要:
直升机在大载荷高速前飞时，旋翼桨叶桨距变化较大，易发生动态失速；后行桨叶内段旋转线速度较低，在来流叠加下形成反流区，导致桨叶气动效率降低，由此产生的桨叶疲劳失效和升力下降问题阻碍直升机性能的进一步提升。流动控制方法在改善翼型气动特性方面具有较大潜能，是提升旋翼气动效率、保障直升机安全的有效路径之一。本文阐述了旋翼反流区和动态失速的形成机理及非定常流动特征，综述了2种特殊气动现象的研究成果。对比分析了优化翼型几何构型、添加表面机械结构、吹气控制、等离子体控制、合成射流控制和后缘小翼控制等流动控制方法对旋翼动态失速及反流控制的机理，总结了控制参数和流场参数对控制效果的影响规律，分析了各种方法在应用中存在的问题，对发展方向进行了展望。
直升机在大载荷高速前飞时，旋翼桨叶桨距变化较大，易发生动态失速；后行桨叶内段旋转线速度较低，在来流叠加下形成反流区，导致桨叶气动效率降低，由此产生的桨叶疲劳失效和升力下降问题阻碍直升机性能的进一步提升。流动控制方法在改善翼型气动特性方面具有较大潜能，是提升旋翼气动效率、保障直升机安全的有效路径之一。本文阐述了旋翼反流区和动态失速的形成机理及非定常流动特征，综述了2种特殊气动现象的研究成果。对比分析了优化翼型几何构型、添加表面机械结构、吹气控制、等离子体控制、合成射流控制和后缘小翼控制等流动控制方法对旋翼动态失速及反流控制的机理，总结了控制参数和流场参数对控制效果的影响规律，分析了各种方法在应用中存在的问题，对发展方向进行了展望。
2023, 37(4): 48-58.
doi: 10.11729/syltlx20230027
摘要:
在中等雷诺数平板湍流边界层中，利用体视粒子图像测速技术与免标定双层热膜摩阻传感器，测量了单排楔形微型涡流发生器阵列下游的速度场与摩阻，以研究微型涡流发生器对湍流统计量和摩阻特性的影响。速度场测量结果表明：微型涡流发生器诱导下游湍流边界层内产生时均流向涡对和时均流向速度亏损区，导致流向脉动速度的展向预乘能谱出现第二外区峰值。速度场本征正交分解的结果表明：微型涡流发生器诱导产生的流动结构与湍流边界层内的大、超大尺度结构的能量贡献相当，并影响了近壁含能结构的空间分布。摩阻测量实验表明：具有较高高度、展向排列更密集的微型涡流发生器阵列的减摩阻率更高，减摩阻效果可持续至下游80倍自身特征高度处。
在中等雷诺数平板湍流边界层中，利用体视粒子图像测速技术与免标定双层热膜摩阻传感器，测量了单排楔形微型涡流发生器阵列下游的速度场与摩阻，以研究微型涡流发生器对湍流统计量和摩阻特性的影响。速度场测量结果表明：微型涡流发生器诱导下游湍流边界层内产生时均流向涡对和时均流向速度亏损区，导致流向脉动速度的展向预乘能谱出现第二外区峰值。速度场本征正交分解的结果表明：微型涡流发生器诱导产生的流动结构与湍流边界层内的大、超大尺度结构的能量贡献相当，并影响了近壁含能结构的空间分布。摩阻测量实验表明：具有较高高度、展向排列更密集的微型涡流发生器阵列的减摩阻率更高，减摩阻效果可持续至下游80倍自身特征高度处。
2023, 37(4): 59-65.
doi: 10.11729/syltlx20230030
摘要:
面向闭环主动流动控制的可靠传感需求，提出采用人工神经网络模型对不同等离子体电磁干扰下受污染流场信号进行实时降噪处理。以安装在圆柱表面的动态压力传感器为研究对象，分别采集了正弦交流介质阻挡放电(AC–DBD)的“稠密峰”型干扰信号和纳秒脉冲介质阻挡放电(NS–DBD)的“稀疏突刺”型干扰信号，对人工合成含干扰的流场压力数据进行了监督学习训练，并对模型的泛化能力进行了测试验证。结果表明：基于人工神经网络模型的实时降噪方法可以有效抑制等离子体激励带来的电磁干扰影响，还原真实的压力信号，且对AC–DBD“稠密峰”型干扰信号的降噪效果更好，降噪后信号波形平滑，与真实信号拟合度高；将模型用于真实的流场压力测量中，通过对比降噪后信号与真实信号均值，验证了降噪神经网络的信号还原精度。
面向闭环主动流动控制的可靠传感需求，提出采用人工神经网络模型对不同等离子体电磁干扰下受污染流场信号进行实时降噪处理。以安装在圆柱表面的动态压力传感器为研究对象，分别采集了正弦交流介质阻挡放电(AC–DBD)的“稠密峰”型干扰信号和纳秒脉冲介质阻挡放电(NS–DBD)的“稀疏突刺”型干扰信号，对人工合成含干扰的流场压力数据进行了监督学习训练，并对模型的泛化能力进行了测试验证。结果表明：基于人工神经网络模型的实时降噪方法可以有效抑制等离子体激励带来的电磁干扰影响，还原真实的压力信号，且对AC–DBD“稠密峰”型干扰信号的降噪效果更好，降噪后信号波形平滑，与真实信号拟合度高；将模型用于真实的流场压力测量中，通过对比降噪后信号与真实信号均值，验证了降噪神经网络的信号还原精度。
2023, 37(4): 66-75.
doi: 10.11729/syltlx20230019
摘要:
通过风洞实验研究了鸟类羽毛仿生尼龙丝对圆柱绕流场的控制效果及机理。仿生尼龙丝布置于圆柱的前驻点，雷诺数为2.67 × 104，特征变量为尼龙丝长度与圆柱直径之比L/D。采用表面压力测量系统获取圆柱表面压力系数以分析圆柱周围的空气动力。利用高速粒子图像测速（PIV）系统获取圆柱的二维流场信息，并将获取的信息进行本征正交分解（POD），得到流场瞬时特性和时均特性。实验结果表明：L/D < 0.6时，由尼龙丝诱导产生的旋涡无法到达尾流场，此时尼龙丝的控制效果受到限制；L/D > 1.0时，尼龙丝可以显著降低圆柱尾流场的湍动能和雷诺应力，并抑制圆柱的升力系数和阻力系数；当L/D足够大时，尼龙丝可以抑制剪切层之间的相互接触，从而改变圆柱的卡门涡街旋涡脱落模式。
通过风洞实验研究了鸟类羽毛仿生尼龙丝对圆柱绕流场的控制效果及机理。仿生尼龙丝布置于圆柱的前驻点，雷诺数为2.67 × 104，特征变量为尼龙丝长度与圆柱直径之比L/D。采用表面压力测量系统获取圆柱表面压力系数以分析圆柱周围的空气动力。利用高速粒子图像测速（PIV）系统获取圆柱的二维流场信息，并将获取的信息进行本征正交分解（POD），得到流场瞬时特性和时均特性。实验结果表明：L/D < 0.6时，由尼龙丝诱导产生的旋涡无法到达尾流场，此时尼龙丝的控制效果受到限制；L/D > 1.0时，尼龙丝可以显著降低圆柱尾流场的湍动能和雷诺应力，并抑制圆柱的升力系数和阻力系数；当L/D足够大时，尼龙丝可以抑制剪切层之间的相互接触，从而改变圆柱的卡门涡街旋涡脱落模式。
2023, 37(4): 76-86.
doi: 10.11729/syltlx20230046
摘要:
飞机在起降和大机动过程中，襟翼偏角过大会导致襟翼上方出现流动分离，从而使舵面效率降低甚至失效。为有效解决舵效问题，提出了一种基于合成双射流的襟翼舵效增强技术，针对无缝襟翼，探究了合成双射流不同控制参数对升力、舵效的影响规律。研究结果表明：合成双射流能在襟翼表面形成周期性涡结构，增强边界层底部低速流体与主流的动量交换，提高边界层抗逆压梯度的能力；襟翼处合成双射流可有效提高升力、增强舵效；当合成双射流无量纲驱动频率为3.89、动量系数为3.01 × 10–3时，舵效增强效果最好。此外，还设计、制作了合成双射流激励器与机翼一体化模型，并开展了飞行试验，可实现的滚转角速度达15.69 (°)/s，验证了合成双射流增强舵效的可行性和有效性。
飞机在起降和大机动过程中，襟翼偏角过大会导致襟翼上方出现流动分离，从而使舵面效率降低甚至失效。为有效解决舵效问题，提出了一种基于合成双射流的襟翼舵效增强技术，针对无缝襟翼，探究了合成双射流不同控制参数对升力、舵效的影响规律。研究结果表明：合成双射流能在襟翼表面形成周期性涡结构，增强边界层底部低速流体与主流的动量交换，提高边界层抗逆压梯度的能力；襟翼处合成双射流可有效提高升力、增强舵效；当合成双射流无量纲驱动频率为3.89、动量系数为3.01 × 10–3时，舵效增强效果最好。此外，还设计、制作了合成双射流激励器与机翼一体化模型，并开展了飞行试验，可实现的滚转角速度达15.69 (°)/s，验证了合成双射流增强舵效的可行性和有效性。
摘要：
粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息.本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分析、超声速平板湍流边界层结构分析等方面具体问题的研究和认识,从理论、定量化的角度深入分析了应用于超声速流场PIV技术现阶段依然存在的问题.从应用于超声速流场PIV技术的原理出发,针对高速复杂流场的PIV测试现状,总结了应用于超声速流场PIV技术发展过程中的光学部件、示踪粒子及布撒系统所遇到的一系列挑战,以及国内外利用PIV技术在高速复杂流场研究中所取得的成就,针对PIV技术能否适用于高超声速流场的测量做了系统化地探索.并根据实践经验提出了应用于超声速流场PIV技术未来的发展方向:通用的精确的PIV方法不存在,必须从具体研究的流动机理角度改造相应的PIV测试手段.
粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息.本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分析、超声速平板湍流边界层结构分析等方面具体问题的研究和认识,从理论、定量化的角度深入分析了应用于超声速流场PIV技术现阶段依然存在的问题.从应用于超声速流场PIV技术的原理出发,针对高速复杂流场的PIV测试现状,总结了应用于超声速流场PIV技术发展过程中的光学部件、示踪粒子及布撒系统所遇到的一系列挑战,以及国内外利用PIV技术在高速复杂流场研究中所取得的成就,针对PIV技术能否适用于高超声速流场的测量做了系统化地探索.并根据实践经验提出了应用于超声速流场PIV技术未来的发展方向:通用的精确的PIV方法不存在,必须从具体研究的流动机理角度改造相应的PIV测试手段.
摘要：
通过刚性模型测压风洞试验，研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律，从流场分布的角度分析了气动力变化的原因，并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明：在亚临界雷诺数区域，在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布，雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小，平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域，随着特定区域大负压区的出现，流场不再对称，出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域，随着对称侧大负压区的出现，流场恢复对称状态，平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域），卡门涡在轴向上的尺度相对较大，而随着雷诺数的提高，该尺度逐渐减小，各断面流场的相关性降低。
通过刚性模型测压风洞试验，研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律，从流场分布的角度分析了气动力变化的原因，并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明：在亚临界雷诺数区域，在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布，雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小，平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域，随着特定区域大负压区的出现，流场不再对称，出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域，随着对称侧大负压区的出现，流场恢复对称状态，平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域），卡门涡在轴向上的尺度相对较大，而随着雷诺数的提高，该尺度逐渐减小，各断面流场的相关性降低。
摘要：
高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明：在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。
高速列车进入隧道时，会产生压缩波，压缩波沿隧道内传播至隧道端口后形成向外辐射的微气压波。本文介绍了采用动模型实验平台在200~350km/h速度范围内对60m双向隧道模型的隧道壁面压力波和出口微气压波开展的实验研究。首先分析了实验数据的有效性；其次给出了初始压缩波最大值随时间的衰减变化规律和微气压幅值随实验速度的变化特性；最后研究了流线形头型长度对微气压波幅值的影响。实验结果表明：在实验速度范围内，隧道压力波和出口微气压波无量纲值保持一致，但隧道出口微气压波与流线型头型长度只能定性描述，定量关系难以确定。
摘要：
地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。
地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。
摘要：
采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。
采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。
摘要：
在节段模型风洞试验中，两端设置端板可以有效减小端部效应对风压分布的影响，从而保证气流在模型周围的二维流动，其中端板尺寸是影响端板效果的主要参数。为了明确不同尺寸端板对矩形断面气动特性的影响，以桥梁节段模型中最常见的3种宽高比（B/H分别为1、5和10）的二维矩形断面为研究对象，通过刚性模型测压试验，研究了端板尺寸对各模型的气动力、风压分布和斯托罗哈数St的影响。研究结果表明：模型的端部效应不仅仅对端部附近的风压有影响，对中间位置处风压的影响也不容忽视，设置端板是获得准确试验结果的重要保证；随着断面宽高比（B/H）逐渐增大，端部效应影响的程度和范围逐渐减小；随着端板尺寸的增大，模型背风面风压绝对值逐渐增大并趋向一稳定值；抑制端部效应的最小端板尺寸与结构的风迎角有关，风迎角增大，所需的端板也相应增大；有无端板对斯托罗哈数St也有明显影响。
在节段模型风洞试验中，两端设置端板可以有效减小端部效应对风压分布的影响，从而保证气流在模型周围的二维流动，其中端板尺寸是影响端板效果的主要参数。为了明确不同尺寸端板对矩形断面气动特性的影响，以桥梁节段模型中最常见的3种宽高比（B/H分别为1、5和10）的二维矩形断面为研究对象，通过刚性模型测压试验，研究了端板尺寸对各模型的气动力、风压分布和斯托罗哈数St的影响。研究结果表明：模型的端部效应不仅仅对端部附近的风压有影响，对中间位置处风压的影响也不容忽视，设置端板是获得准确试验结果的重要保证；随着断面宽高比（B/H）逐渐增大，端部效应影响的程度和范围逐渐减小；随着端板尺寸的增大，模型背风面风压绝对值逐渐增大并趋向一稳定值；抑制端部效应的最小端板尺寸与结构的风迎角有关，风迎角增大，所需的端板也相应增大；有无端板对斯托罗哈数St也有明显影响。
摘要：
高超声速边界层感受性是边界层转捩预测与控制的关键环节，其对高超声速飞行器研究至关重要。目前关于高超声速边界层感受性的实验研究仍然十分匮乏，为了更好地理解高超声速边界层感受性过程并指导该领域的实验研究，文章梳理了近20年来国际上高超声速边界层感受性问题的研究内容，包括对自由流扰动和壁面扰动的感受性，并主要介绍了Fedorov的前缘感受性理论和模态转化机制。最后总结了自由流扰动中感受性的不同发展路径。
高超声速边界层感受性是边界层转捩预测与控制的关键环节，其对高超声速飞行器研究至关重要。目前关于高超声速边界层感受性的实验研究仍然十分匮乏，为了更好地理解高超声速边界层感受性过程并指导该领域的实验研究，文章梳理了近20年来国际上高超声速边界层感受性问题的研究内容，包括对自由流扰动和壁面扰动的感受性，并主要介绍了Fedorov的前缘感受性理论和模态转化机制。最后总结了自由流扰动中感受性的不同发展路径。
摘要：
火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点.火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点.围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题.通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理.从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考.
火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点.火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点.围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题.通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理.从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考.
摘要：
投弃式海流剖面仪(Expendable Current Profiler,XCP)周围流场是典型的旋转圆柱绕流.探头周围流场对探头的运动状态起决定性作用,这直接关系到探头的测量性能,因此有必要对旋转圆柱周围流场进行实验研究.实验在循环水槽中进行,通过PIV对雷诺数保持不变(Re=1000)、不同圆柱旋转速度比(α=0、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0、4.5和5.0)的圆柱下游尾流场进行研究.通过选取不同旋转速度比的任一时刻的瞬态流场,来分析旋转对圆柱尾流结构的影响.为了获得流场的频率信息,对所获得流场信息进行能谱分析来获取涡旋的脱落频率,并进一步使用正交模态分解对流场进行分析,给出了流场主要拟序结构及其能量与转速比的变化趋势.发现圆柱旋转改变圆柱尾流结构,使尾迹尺度变小.在旋转速度比0≤α≤2.0时,存在明显的周期性涡旋脱落,并且涡旋脱落的频率有逐渐升高的趋势;而且当转速比2.0<α≤5.0时尾迹流场的周期性减弱,涡旋脱落变得不明显,流场表现出低频、剪切层的区域特征.随着转速变大,涡旋尺度变小.在较高旋转速度比时,流场中能量被重新分布.
投弃式海流剖面仪(Expendable Current Profiler,XCP)周围流场是典型的旋转圆柱绕流.探头周围流场对探头的运动状态起决定性作用,这直接关系到探头的测量性能,因此有必要对旋转圆柱周围流场进行实验研究.实验在循环水槽中进行,通过PIV对雷诺数保持不变(Re=1000)、不同圆柱旋转速度比(α=0、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0、4.5和5.0)的圆柱下游尾流场进行研究.通过选取不同旋转速度比的任一时刻的瞬态流场,来分析旋转对圆柱尾流结构的影响.为了获得流场的频率信息,对所获得流场信息进行能谱分析来获取涡旋的脱落频率,并进一步使用正交模态分解对流场进行分析,给出了流场主要拟序结构及其能量与转速比的变化趋势.发现圆柱旋转改变圆柱尾流结构,使尾迹尺度变小.在旋转速度比0≤α≤2.0时,存在明显的周期性涡旋脱落,并且涡旋脱落的频率有逐渐升高的趋势;而且当转速比2.0<α≤5.0时尾迹流场的周期性减弱,涡旋脱落变得不明显,流场表现出低频、剪切层的区域特征.随着转速变大,涡旋尺度变小.在较高旋转速度比时,流场中能量被重新分布.
摘要：
采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明：在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。
采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明：在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。
摘要：
本文对近年基于纹影/阴影成像的二维和三维速度场测量方法进行了综述，主要内容包括纹影成像的基本原理、硬件设备和测速算法的研究进展。在二维测速方面，介绍了纹影/阴影PIV算法、光流算法及改进算法的原理、适用场景以及优缺点。纹影特性改进光流测速算法可以实现高精度、高空间分辨率的速度场计算，适用范围相对较广。在三维粒子追踪测速方面，主要介绍了层析阴影成像、双视角平行光段阴影成像、双视角汇聚光段阴影成像三种系统的光路设置，并对各自采用的粒子重构和追踪算法进行了比较。双视角阴影成像系统的光路布置更为简洁，降低了对硬件设备的要求，在高速测量中更具优势。梳理了近年来三维粒子追踪测速算法的发展脉络，重点介绍了“先追踪–后重构”和“时间–空间耦合”的双视角三维粒子追踪测速算法。时间–空间耦合的三维粒子追踪测速算法充分利用了时间和空间信息，将时序信息引入立体匹配过程中，显著提升了双视角阴影成像系统在粒子图像密度较高时的重构正确率和追踪准确率，其整体性能优于多种人工智能算法。测速算法在上述方面取得的研究进展，结合短曝光、高帧频的图像采集优势，使得纹影/阴影成像成为一种新型的高帧频、高精度的速度测量技术，在复杂湍流及高瞬态流场实验研究中具有广泛的应用前景。
本文对近年基于纹影/阴影成像的二维和三维速度场测量方法进行了综述，主要内容包括纹影成像的基本原理、硬件设备和测速算法的研究进展。在二维测速方面，介绍了纹影/阴影PIV算法、光流算法及改进算法的原理、适用场景以及优缺点。纹影特性改进光流测速算法可以实现高精度、高空间分辨率的速度场计算，适用范围相对较广。在三维粒子追踪测速方面，主要介绍了层析阴影成像、双视角平行光段阴影成像、双视角汇聚光段阴影成像三种系统的光路设置，并对各自采用的粒子重构和追踪算法进行了比较。双视角阴影成像系统的光路布置更为简洁，降低了对硬件设备的要求，在高速测量中更具优势。梳理了近年来三维粒子追踪测速算法的发展脉络，重点介绍了“先追踪–后重构”和“时间–空间耦合”的双视角三维粒子追踪测速算法。时间–空间耦合的三维粒子追踪测速算法充分利用了时间和空间信息，将时序信息引入立体匹配过程中，显著提升了双视角阴影成像系统在粒子图像密度较高时的重构正确率和追踪准确率，其整体性能优于多种人工智能算法。测速算法在上述方面取得的研究进展，结合短曝光、高帧频的图像采集优势，使得纹影/阴影成像成为一种新型的高帧频、高精度的速度测量技术，在复杂湍流及高瞬态流场实验研究中具有广泛的应用前景。
摘要：
背景纹影法是2000年左右新出现的非接触式光学测量技术，可用于变密度流动的可视化和相关折射率场的定量测量。与经典的刀片式（Knife-edge）、彩虹式（Rainbow）纹影测量技术比较，BOS具有硬件搭建简单、标定方便、测量视窗不受光学元器件尺寸限制等显著优点。通过详细介绍BOS方法的基本原理与核心性能指标，并依据搭建BOS流动测量系统的思路，回顾了近年来国内外BOS技术的发展情况，最后介绍了BOS技术在超声速流动、燃烧、等离子体等复杂流动领域的应用。
背景纹影法是2000年左右新出现的非接触式光学测量技术，可用于变密度流动的可视化和相关折射率场的定量测量。与经典的刀片式（Knife-edge）、彩虹式（Rainbow）纹影测量技术比较，BOS具有硬件搭建简单、标定方便、测量视窗不受光学元器件尺寸限制等显著优点。通过详细介绍BOS方法的基本原理与核心性能指标，并依据搭建BOS流动测量系统的思路，回顾了近年来国内外BOS技术的发展情况，最后介绍了BOS技术在超声速流动、燃烧、等离子体等复杂流动领域的应用。
