基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超声速风洞的自由来流品质进行了静态和动态的标定,验证了风洞的设计Mach数,并给出了流场的动态扰动特征;最后,基于7°半张角尖锥标模开展了高超声速边界层转捩实验,通过表面齐平式安装的高频PCB传感器获得边界层不稳定波,分析了高超声速边界层不稳定波的演化特征.以上工作表明,Ludwieg管相对常规高超声速风洞具有建设和运行成本低、运行效率高、流场品质好等优点,适合开展高超声速边界层转捩等基础实验研究.      

三角翼标模摩擦阻力测量的高超声速风洞实验与数据确认

描述了剪切敏感液晶涂层（shear-sensitive liquid crystal coatings,SSLCCs）在高超声速风洞中针对三角翼标模进行表面摩擦阻力（简称摩阻）测量的应用情况.建立了基于剪切敏感液晶涂层光学测量系统,在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞中进行了三角翼摩阻测量实验,给出了三角翼表面摩阻分布数据,表明流场结构的复杂.实验结果证明了此方法进行高超声速摩阻测量的可行性,有效解决了在高超声速流场条件下表面摩阻预测的难题,具有重要的应用价值.      

JF12长实验时间激波风洞10°尖锥气动力实验研究

介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100~130 ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5 m,总焓为2.5 MJ/kg,复现了35 km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5 m,质量为50 kg.实验结果表明,在100~130 ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3~4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5 MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.      

圆锥标模高超声速俯仰自由振动试验与分析

为解决自由振动式动导数试验技术在大尺度高超声速风洞中,高气动载荷环境与低频率模拟要求之间的突出矛盾,进一步提高高超声速飞行器较低气动阻尼的测量精度,发展了基于组合式动导数天平的Ф 1 m量级高超声速风洞自由振动试验技术.设计组合式动导数天平,轴承组件承载模型轴向和法向气动力,弹性应变梁提供系统恢复力矩,并可根据减缩频率的要求调整系统自由振动频率,有效提高了天平承载能力,拓展了试验频率模拟范围.在中国空气动力研究与发展中心Ф 1 m高超声速风洞,利用本系统进行了10°半锥角不同钝度圆锥标模俯仰动导数校测试验,所测俯仰动导数与文献结果最大相对误差在6%以内,验证了试验系统和测试结果具有较好的稳定性与重复性.      

以高温燃气为试验介质的爆轰波风洞

为了满足高温燃气流动研究的需求,提出了一种新的实验装置——爆轰波风洞.该风洞基本原理是利用高压气体驱动爆轰波后高温气体,为其提供消除Taylor稀疏波的运动边界条件,使爆轰波后气流保持均匀恒定所需状态.在结构布置上,爆轰波风洞与激波风洞类似,因此很容易利用激波风洞实现爆轰波风洞的运行模式,但两者的流动过程和参数间关系有明显的区别.首先理论分析了爆轰风洞流动过程并得出参数间关系,而后据此开展了实验验证.理论和实验结果表明该装置可以产生多种类型、不同状态的高温燃气,并可实现对燃气状态的准确控制.该装置实验能力和应用范围还能进一步扩展.      

Φ1米高超声速风洞自主式维修保障系统设计

为了解决Φ1米量级高超声速风洞装备试修矛盾,提高风洞参试效率并拓展风洞技术性能,实现风洞装备管理信息化和过程质量控制精细化,满足国家高超声速武器装备和航天飞行器研制中地面试验的需求,提出了建设Φ1米量级高超声速风洞自主式维修保障系统。文章分析了风洞的设备组成、运行方式、试验任务特点以及风洞装备维修保障的现状,按照“增强的基于状态维修”的装备保障新模式,进行了系统设计架构,明确了硬件系统组成和软件各模块的功能。对风洞装备故障模式分析、基于振动特性分析的诊断和测试技术、基于应变特性分析的诊断和测试技术等关键性问题进行了实验探索与验证。     

聚能-遮蔽式风力机的性能实验研究

应用环境风洞,对几种不同的聚能-遮蔽模式及几种不同的风轮模型进行了吹风实验,获得了低风速条件下该类风力机风能利用特性的系列实验数据.研究表明,单S型(两个弧形叶片)的风力机的风能利用率高于多个弧形叶片的风力机的风能利用率;适当的聚能-遮蔽模式可以实现微风启动,并显著地提高风能利用率.     

带抗共振环的非稳腔对撞脉冲锁模Nd:YAP(Nd:YAL0_3)激光器

本文报道用Nd:YAP (Nd:YALO_3)激光介质在带抗共振环的平-凸非稳腔结构中,选用五甲川-1,2-二氯乙烷染料,实现对撞脉冲被动锁模,获得良好锁模脉冲波形的实验结果.在1Hz的重复频率下,锁模脉冲平均脉宽<10ps,输出脉冲系列平均能量80mJ,脉冲系列能量集中于中央的三个脉冲,锁模成功率100%.输出能量稳定性80±4mJ.     

激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题

暂冲式涡轮实验台是促进涡轮部件技术进步的关键设施．本文对激波管风洞全尺寸涡轮实验台若干气动问题进行了研究，结果表明：在暂冲式风洞中，涡轮建立稳态流场所需时间正比于涡轮叶排的轴向尺寸和折合流量．激波管风洞、喷管、实验段间匹配非常关键．     

消逝场耦合圆柱形微腔中回音壁模式结构的实验研究

采用石英圆柱形微腔与锥形光纤通过消逝场耦合的方式,在实验上观察到了不同半径的柱形微腔中清晰的回音壁模式,耦合效率接近10%. 利用柱形微腔回音壁模式位置和间隔的解析近似公式,对实验所得的透射光谱做了模式的精确标定,共振波长的实验值和标定值间的误差小于0.05nm. 引入回音壁模式的“模场半径”概念,由“模场半径”计算出的模式间隔和实验测量值之间符合很好. 利用透射光谱中的共振波长和理论标定波长间的差值,得到了实验光谱范围内(1295—1320nm)石英光纤的色散曲线,折射率精度达10^-5. 关键词： 圆柱形微腔 回音壁模式 模式标定 模场半径     

大型航空声学风洞消声室建设与校测

风洞试验是进行民用飞机机体噪声研究的重要手段。为了满足航空飞行器低噪声设计在大型风洞中进行气动噪声试验的需求,气动院建设了FL-10大型低速风洞全消声室。通过在FL-10风洞试验大厅壁面安装吸声尖劈、对洞体外表面进行声学处理、对支撑系统进行隔声处理、对消声换气窗进行降噪处理等手段,建成了气动噪声风洞试验所需的声学环境。按照国标中给定的方法,利用张线方法实现了校准声源的布置,测量了消声室内沿不同路径、不同频率噪声的衰减规律,表明FL-10风洞消声室自由场特性达到了相应标准的要求,为后续在该风洞中进行大尺寸机体模型噪声试验奠定了基础。     

高温二氧化碳气体红外辐射实验研究

主要介绍了依托高频等离子体风洞建立的高温气体辐射测量平台,并在此平台上开展了高温二氧化碳气体红外辐射实验测量。介绍了高频等离子体风洞的运行原理、流场特性及工作介质;介绍了实验测量的条件、装置、标定、数据处理方法和结果分析;通过自建的高温气体发射光谱测量平台实验测量了二氧化碳气体在1 500～3 000 K范围内4个温度点的红外发射光谱;介绍了Abel变换在测量二氧化碳气体红外辐射空间分布中的应用,通过Abel变换获得了高温下二氧化碳气体红外辐射的空间分布结果; 分析了高温二氧化碳气体在4.3 μm附近的红外辐射的强度及其中心波长随温度变化的分布,得到了发射峰中心波长随温度的升高向长波方向展开的结果,并与文献结果进行了对比分析。     

Design and performance of a small-scale aeroacoustic wind tunnel

The D5 aeroacoustic wind tunnel at Beihang University is a newly commissioned small-scale closed-circuit wind tunnel with low turbulence intensity and low background noise. The wind tunnel is built to study both aerodynamic and aeroacoustic performance of aircraft components or scaled models. The wind tunnel has two types of test sections, the closed type test section is used for aerodynamic tests while the open type test section is mainly used for aeroacoustic experiments. Both types of test section are 1 m in height and 1 m in width, and the maximum wind velocity in the test section can be up to 80 m/s. An anechoic chamber is built surrounding the test section to provide the non-reflecting condition. This paper provides an overview of design criteria and performance of the small-scale wind tunnel. The layout of the wind tunnel and some critical design treatments to improve aerodynamic and acoustic performance are discussed in detail. Some experiments are conducted to verify the performance of D5 wind tunnel, results confirm that the turbulence intensity is less than 0.08% in the core of test section and the background noise is comparable with other aeroacoustic wind tunnels. A scaled simplified nose landing gear model is also measured as a benchmark test, results reveal that noise radiated from the model is adequately higher than the background noise for a wide frequency range and remarkably consistent with other results from literatures.     

海上风电叶片智能控制实验系统研制及控制效果分析

随着风力机大型化发展,叶片尾缘襟翼控制技术,作为叶片流场主动控制的一种有效手段,能够有效、快速、灵活地降低叶片载荷,提高风力机,特别是大型风力机的可靠性、经济性,该技术受到国内外的广泛关注。为深入了解叶片襟翼实际作用效果及降载机制,在大量数值仿真计算工作基础上,需进一步开展带有襟翼控制的模型风力机风洞实验工作。本文在相似准则基础上,引入叶片展向环量、Polar线相似条件,对NREL 5 MW风力机叶片按1:105进行缩比设计,采用伺服电机驱动襟翼的结构方案对叶片参数进行修正,并根据BEM理论优化带有襟翼叶片的气动性能,最终确定带有襟翼控制的风力机叶片设计方案。最后利用气弹耦合仿真计算平台对带有襟翼控制的模型风力机进行性能计算,确定理想实验工况点及对应的降载效果。本文所开展的工作不仅能够为叶片缩比设计提供新思路,更有意义的是为襟翼控制系统在叶片中的实现提供有效借鉴。     

风沙运动的电场-流场耦合模型及气固两相流数值模拟

沙尘暴和尘卷风等风沙运动的静电场是空气流场中沙粒间的碰撞摩擦带电及沙粒粒径的分层效应引起的, 本文耦合沙粒摩擦荷电模型和风沙运动气固两相流模型, 提出了离散单元法与计算流体动力学结合的数值方法. 数值模拟计算表明电荷呈中性的沙粒临界直径为300 μm; 在充分发展的水平风沙流中, 细小的沙粒带负电, 较大直径的沙粒带正电, 所模拟的沙粒带电的荷质比及水平风洞试验段的电场强度与实验测量值一致, 验证了风沙运动的电场-流场耦合模型及数值计算方法的合理性. 本文基于沙粒摩擦荷电机理的风沙运动气固两相流模型提供了理解风沙运动静电场产生的一种物理机理.     

基于可见-近红外光谱的咖啡品牌鉴别研究

利用可见-近红外光谱技术对市场上三种不同品牌咖啡品种进行鉴别。分别采用主成分分析法与BP神经网络结合和小波变换与BP神经网络结合两种组合模型进行分析预测。利用主成分分析法与小波变换的数据压缩功能和BP神经网络的学习预测能力实现对不同品牌咖啡的鉴别。实验采用３个品种共60个样本建立模型,30个样本进行品种鉴别,结果表明,两种鉴别模型的咖啡品种鉴别率均为100%。同时也表明,小波变换用于数据压缩无论是在压缩时间上还是在压缩能力上都优于主成分分析法。说明通过小波变换和BP神经网络相结合建立模型进行不同品牌咖啡鉴别具有分析速度快,鉴别能力强的特点,为快速鉴别纯品咖啡提供了新的方法,同时也为确定不同品牌咖啡选用咖啡豆品种奠定了基础。     

Acoustic and aerodynamic design and characterization of a small-scale aeroacoustic wind tunnel

The aeroacoustic wind tunnel at Brandenburg University of Technology at Cottbus is a newly commissioned research facility for the experimental study of sound generation from bodies immersed in a fluid flow. The paper discusses the design criteria for the open jet wind tunnel that provides a maximum wind speed of 72 m/s at continuous operation and may be operated with nozzles of different dimension between 35 cm diameter (circular nozzle) and 12 cm by 14.7 cm (rectangular nozzle). Experiments may be performed either in a reverberant or in an anechoic environment. Both the aerodynamic and the acoustic design of the wind tunnel components are discussed in detail. Background noise measurements in the completed facility revealed very low levels comparable to other wind tunnels. The results of aerodynamic wind tunnel calibration confirmed a uniform flow quality in the jet and a very low axial turbulence intensity which is less than 0.2% for the 35 cm nozzle and less than 0.1% for the other nozzles. A final benchmark is provided by results of successful trailing edge noise measurements on an SD7003 airfoil that are presented and compared to results from the literature.     

磁流体加速和磁流体加速风洞

高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求，给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求，磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体（magneto-hydro-dynanic，MHD）加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件，复现超高速的飞行环境，是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术，在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.