采用液晶涂层测量介质流与壁面间剪切应力的定量模型与试验研究

流场中介质流与壁面间剪切应力的定量测量,在运动物体例如航天器等的表面流场观测与表面减阻等领域有重要意义.本文采用向列相液晶涂层技术针对介质流与固体壁面间的剪切应力展开定量测量.首先利用液晶弹性变形理论建立了向列相分子在剪切应力场作用下旋光性光强信号与剪切应力大小的定量模型;进而,在固体表面制备了5 CB与7 CB向列相液晶涂层,采用搭建的实验装置对不同剪切应力场下的测试涂层的光强进行了测试与理论模型的计算模拟,测试结果与定量模型相当吻合;进一步探讨了液晶涂层测试技术的极限剪切应力、灵敏范围以及涂层膜厚、分子弹性等关键影响因素.     

高超声速平板边界层/圆柱粗糙元非定常干扰

以高超声速表面湍流控制为应用背景,平板/粗糙元干扰流动为模型,采用大涡模拟方法研究粗糙元流场干扰作用机理.分析粗糙元外形特征对于流动稳定性影响,给出其引起的流动表面参数的变化规律.结果显示超声速边界层在粗糙元作用下产生强逆压梯度并发生分离,粗糙元高度对高位自由剪切层失稳有明显影响,低粗糙元干扰下游流动稳定性,而高粗糙元剪切层发生流向失稳,形成涡串结构;同时粗糙元干扰导致下游摩阻和热流系数较平板略低,可能应用在进气道降热和减阻中.     

磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用

通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径.      

二维高超声速后台阶表面传热特性实验研究

高超声速后台阶流动是大气层内高速飞行器发动机设计、表面热防护以及高超声速拦截器红外成像窗口气动光学效应校正等诸多先进高超声速技术研发过程中所涉及的一类基础流动问题. 研究高超声速后台阶流动特性对有效提升飞行器综合性能, 进一步掌握高超声速流动机理具有重大基础 意义. 本文以二维高超声速后台阶流动为研究对象, 在KD-01高超声速激波风洞中测量了二维后台阶模型表面传热系数和表面静压, 并将实测台阶下游表面传热系数分布同采用高超声速边界层理论所得估计值进行了比较. 为进一步验证实验结果, 使用NPLS技术测量了其中一种实验状态下台阶周围流动结构. 研究发现, 对于二维高超声速后台阶流动, 台阶下游表面传热分布受台阶处边界层外缘流动特性的直接影响; 在台阶下游分离区和再附区内, 气体黏性占主导作用; 在台阶下游远场区域, 边界层流动特性趋同于平板边界层; 下游边界层基本结构取决于台阶处边界层相对厚度. 对高超声速后台阶流动, 若使用数值模拟方法研究气动热问题, 应当使用湍流模型.     

尖楔模型结构对脉动压力测量影响实验研究

高超声速边界层转捩与湍流研究是当前空气动力学研究的一个热门领域,脉动压力测量技术在高超声速风洞背景噪声测量和边界层内扰动波发展研究实验中得到了广泛应用.脉动压力传感器由于灵敏度高、测量频率范围宽,其测量结果受多方面因素影响.文章以尖楔模型为研究对象,在常规高超声速风洞中开展了模型背面凸起对表面脉动压力测量结果影响的实验...     

大后掠钝舵高超声速干扰特性实验研究

文章采用热流率测量和纹影拍摄技术, 对高超声速层流湍流边界层条件下钝舵干扰流场进行了实验研究.实验在高超声速炮风洞内完成, 来流Mach数为6, 8.研究结果表明层流与湍流干扰流场之间存在较大差别, 层流状态下干扰流场存在分离, 平板干扰区内热流率存在负增量, 舵面上存在明显的热流率峰值; 湍流状态下干扰流场无分离, 干扰对平板干扰区内热流率影响较小, 舵面上无明显峰值.      

疏水表面减阻环带实验研究

针对疏水功能材料在流动减阻方面的应用, 选取典型不同粗糙度、不同疏水性的功能涂层表面, 通过新型环带实验研究了其阻力特性, 并获得了相应的扭矩和减阻率曲线. 实验采用测量圆盘带动环带旋转时的扭矩的方法间接计算环带表面所受的摩阻, 突破了传统微管道实验在尺度上的限制, 避免了水洞实验中影响因素过多的弊端, 对疏水材料的宏观应用有着重要意义. 实验证实了在宏观尺度下疏水涂层在低雷诺数时的减阻作用; 但在高雷诺数时, 减阻作用减弱, 甚至部分涂层有增阻作用, 而压差阻力的迅速增大是造成增阻的主要原因. 通过对比分析认为: 低雷诺数时, 疏水特性对于减阻效果影响更大; 而高雷诺数时, 粗糙度起更大作用, 甚至可能起到增阻的反效果. 关键词： 疏水表面 环带实验 粗糙度 减阻     

NO激光诱导荧光对高焓气流温度的测量

由于真实气体效应,高超声速流场的研究仍然依赖于大量的实验.流场温度是实验的重要参数,目前只能通过具有非入侵性质的光学测量手段获得,然而,由于多方面的难题,鲜有对高焓流场参数测量的报道.文章介绍了利用激光诱导荧光（laser-induced fluorescence,LIF）技术对JF-10氢氧爆轰激波风洞产生的高焓实验气流温度的测量工作.搭建了用于脉冲式风洞的LIF测量系统,使用了NO分子作为荧光组分.因为高焓流场实验条件苛刻,本实验对传统的激光设置进行了调整,使用了平行于拍摄方向的竖直平面激光激发NO,使荧光信号更为集中,获得了清晰的LIF图像.利用双线测温法（two-line thermometry,TLT）测量高焓自由流中NO分子的转动温度,从而确定气流的平转温度.测量结果表明,JF-10实验气流的平转温度为600 K.      

多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理

利用线性稳定性理论分析（LST）结合直接数值模拟（DNS）研究高超声速多孔表面边界层流动的失稳特征,分析多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理.在Ma=6,Re=2.0×10⁴（参考长度为入口处边界层位移厚度）条件下获得平板边界层及不同孔隙排列情形下平板边界层的典型流动特征,并采用LST方法分析光滑平板及多孔平板扰动的增长率及累计放大率.研究表明三维顺排及错排多孔表面都可以抑制第二模扰动的发展,推迟高超声速边界层转捩,但顺排多孔表面推迟高超声速边界层转捩能力更强.     

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...     

Fluid flow visualization by three-dimensionally reconstructed tracer path lines

The development of a measurement system for the visualization, topological classification and quantitative analysis of complex flows in large-scale wind tunnel experiments is described. A new approach is sought whereby the topological features of the flow, e.g. stream lines, separation and reattachment regions, stagnation points and vortex lines are extracted directly and are preferably visualized in real-time in a virtual wind tunnel environment. The system is based on a stereo arrangement of two CCD cameras. A frame rate of 120 f/s allows measurements at high flow velocities. Helium filled soap bubbles are used as tracer particles. The present paper describes a simple camera calibration procedure for large measurement environments and examines the problem of fast and accurate reconstruction of path lines in three dimensions, which will enable true three-dimensional and time-resolved fluid flow visualization. Experimentally obtained visualization results for a free-stream flow, flow around a circular plate and flow over a delta wing are presented.     

Quantitative visualization of the leading-edge vortices on a delta wing by using pressure-sensitive paint

Leading-edge vortices on a simple delta wing were visualized by using pressure-sensitive paint (PSP). PSP is an optical pressure measurement technique based on oxygen quenching of luminescent molecules. In the present study, we used PSP composed of platinum octaethylporphyrine (PtOEP) and fluoropolymer (poly-IBM-co-TFEM [Poly (isobutylmethacrtlate-co-trifluoroethylate)]). This new paint has higher sensitivity to pressure and lower sensitivity to temperature than previous ones, reducing an error due to temperature variation during a wind tunnel test. A thin coating of PSP was applied to a delta wing model with 70-degree leading-edge sweep. The coating was excited by Xenon light and emission from the coating was detected by a high-resolution CCD camera. Tests were done at subsonic speeds in the 0.2-m Supersonic Wind Tunnel at the National Aerospace Laboratory in Japan. Complicated flow structures on the delta wing including primary and secondary vortices were clearly visualized using pressure-sensitive paint. An a priori calibration technique was used to convert measured luminescent intensity into pressure. The obtained pressure distributions were in good agreement with pressure tap data. Pressure maps were obtained for various Mach numbers, Reynolds numbers and angles of attack. It was found that an increase in Mach number delayed vortex breakdown while Reynolds number had little effect on the vortex formation.     

激光辐照高超声速舵面热力响应研究

建立了基于流固耦合的高超声速飞行器舵面结构在激光辐照下静气动弹性模型,流体控制方程为三维雷诺平均N-S方程,分别采用了中心格式和AUSM+up格式对粘性项和对流项进行空间离散,时间推进采用了高斯-塞德尔隐式推进方法,湍流粘性系数求解使用Menter SST模型。利用冯·卡门研究所高超风洞实验结果对模型进行了校核,预估了激光辐照对高超舵面的热力影响。结果表明,气动力/热计算模型与实验数据符合较好,能够准确模拟高超飞行器的热力参数,根据模型外推结果,激光在较低功率下加热高超飞行器舵面可能导致舵面材料弹性模量大大降低,继而发生弯曲发散而折断,高超飞行器可能因此发生气动失稳而坠毁。     

基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验

采用丝线法流动显示技术,在高超声速冷流暂冲式下吹风洞开展了快速获取内转进气道起动性能的实验研究。实验在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ0.5 m高超声速风洞中进行,来流Mach数为5。实验模型为椭圆转圆形内转进气道,总收缩比为5.8,内部收缩比为1.7,喉部为直径50 mm的圆形截面。模型的肩部区域种植了长度与间隔可更换的丝线,为了改善进气道的起动性能,模型进气道的内压缩段开设了可以动态堵塞的泄流孔,在喉道下游设置了可动态节流的节流锥。实验获得了丝线长度、相邻丝线间隔的推荐值,同时表明,丝线流动显示技术能够快速、准确、直观、方便地判断进气道的起动状态,并能定量给出流动分离起始位置与分离结构,所采用的丝线流动显示技术丰富了高超声速风洞实验的流场可视化方法库。研究还表明,采用丝线流动显示技术,所研究的内转进气道在Ma=5时处于双解区,实验给出了进气道重起动及退出不起动的一种可行方案。     

基于PXI总线的Φ0.5米高超声速风洞测量系统研制与应用

测量系统是风洞中必不可少的重要的设备之一,其性能对风洞试验的准确性、可靠性和运行效率具有至关重要的影响。近年来,Ф0.5米高超声速风洞原有测量系统逐渐暴露出精准度下降、软件通用性不足、维护不便等缺点,已不能完全满足日益复杂的风洞试验需求。针对此情况,该风洞重新研制建立了一套基于PXI总线的64通道的测量系统,并通过严格测试投入应用,该系统的应用在一定程度上提高了试验数据测量的准确性、可靠性和自动化程度,拓宽了Ф0.5米高超声速风洞的综合性能。     

高速受限混合层结构和效应实验研究

受限混合层的流动主要是喷流与自由来流相互剪切形成的混合层受到壁面的限制而形成的一种流动.文章采用后向台阶平板模型研究了高速高压比条件下的受限混合层的典型流场结构以及冷却效率.实验自由来流Mach数为5, 喷流的Mach数为1.28, 喷流总压为0.2~0.7 MPa, 通过调整冷喷气流的总压, 基于纹影流动显.形成喷口附近波系的欠膨胀流动现象的深刻认识, 提取波系特征与流动参数之间的规律.基于流动显示及实验测量结果, 通过分析流场中大尺度结构的空间演化规律, 揭示流动参数对于冷却效率的影响规律及物理内涵.采用快响应压敏漆(FRPSP)技术在高超声速风洞开展热流分布和冷却效率研究, 获得了平板对受限混合层冷却效率的影响.      

Wavelet Cross-Spectrum Analysis of Multi-Scale Disturbance Instability and Transition on Sharp Cone Hypersonic Boundary Layer

Experimental measurement of hypersonic boundary layer stability and transition on a sharp cone with a half angle of 5° is carried out at free-coming stream Mach number 6 in a hypersonic wind tunnel. Mean andfluctuation surface-thermal-flux characteristics of the hypersonic boundary layer flow are measured by Pt-thin-film thermocouple temperature sensors installed at 28 stations on the cone surface along longitudinal direction. At hypersonic speeds, the dominant flow instabilities demonstrate that the growth rate of the second mode tends to exceed that of the low-frequency mode. Wavelet-based cross-spectrum technique is introduced to obtain the multi-scale cross-spectral characteristics of the fluctuating signals in thefrequency range of the second mode. Nonlinear interactions both of the second mode disturbance and the first mode disturbance are demonstrated to be dominant instabilities in the initial stage of laminar-turbulence transition for hypersonic shear flow.     

隔离段激波串流场特征的试验研究进展

高超声速推进技术是国际前沿研究, 其中双模态超燃冲压发动机的发展受到极大关注. 作为超燃冲压发动机的重要部件, 隔离段对发动机的性能和高超声速飞行的实现至关重要, 其中所涉及的流动机理问题也极为复杂. 自从高超声速飞行的概念被提出和论证以来, 相关的理论、试验和仿真研究不断取得进展, 但是对其中的机理问题研究仍有待进一步深入. 本文将从试验研究的角度回顾并综述近年来超燃冲压发动机隔离段的研究进展, 结合精细流动测试技术(Nano-tracer Planar Laser Scattering, NPLS)的发展分析了隔离段流场特征, 包括了激波串流场复杂的三维时空结构特点、湍流特性、非线性迟滞运动、不启动流场特征以及激波前缘检测等. 从风洞设备、隔离段设计、测试技术等方面对隔离段的试验研究进行了分类比较和论述, 对今后隔离段试验研究提出了建议.