可压缩混合层流场光学效应分析与实验研究

利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error, BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论. 研究结果表明: 在可压缩混合层中影响时均BSE的特征参数主要有 对流马赫数、雷诺数、自由流与混合层界面剪切应力、自由流速度比和密度比等因素; 采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的关系. 关键词： 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数     

可压缩混合层光学传输效应理论分析与实验研究

利用量级分析和风洞实验研究了可压缩混合层流动第二发展阶段气动光学效应的规律性.理论分析主要针对二维大尺度结构存在时视线误差(boresight error,BSE)与混合层流场及其特征参数之间的关系进行了讨论.研究结果表明:在混合层发展的第二阶段,时均BSE与对流马赫数呈现出复杂的非线性关系;同时还发现流场中的湍动能和混合层界面处的雷诺应力分布也是影响时均BSE的重要因素;采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的非线性关系.     

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究

高超声速流动中, 大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象, 进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论, 研究基于温敏漆技术, 得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下, 攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析, 对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时, 通过对来流总压的调节, 得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果, 总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现, 高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征, 而在不同的Reynolds数下, 各个流动特征产生影响的范围不同, 随着Reynolds数的降低, 层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加, 而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。      

SMBR内流体力学特性实验和数值模拟研究

本文基于粒子图像测速(PIV)技术,在不同的曝气强度下对膜面附近的流体力学特性进行了实验研究,结果表明:在一定范围内增加曝气强度可以使得膜面液相速度增加,并应用Euler多相流模型和多孔介质模型耦合对实验结果进行验证。同时本文将气泡羽流的概念应用于SMBR内复杂气液两相流场的研究,并应用气泡羽流分区研究反应器轴向液相速度的变化趋势:液相速度在羽流形成区呈现出先明显增加,而后在羽流形成后区相对较稳定增加,到达表面流区液相速度有所降低,而且极不稳定.结果表明模拟结果与实验结论具有很好的吻合性。     

压缩拐角流动中G?rtler涡特性及热流分布实验研究

对高超声速压缩拐角流动中G?rtler涡特性及热流分布进行了实验研究.开发了温敏漆（temperature sensitive paint,TSP）系统,简要介绍了TSP技术的原理、文章所用的TSP涂料的标定曲线、辅助设备参数、实验过程数据后处理过程,采用基于离散Fourier定律的热流算法.研究在Ma=6低噪声风洞中进行,采用TSP技术,得到压缩拐角斜坡板上的热流分布图像,并对高低热流条带现象做出解释,与G?rtler涡有对应关系.通过改变拐角角度及来流参数,获得了不同拐角和单位Reynolds数条件下的热流分布图像,分析得到压缩拐角斜坡上G?rtler涡特性及热流分布在变参数条件下的变化规律.研究发现:当增加拐角角度或增大单位Reynolds数时,G?rtler涡的波长减小,且涡的起始位置更靠近拐角;随单位Reynolds数增加,斜坡上热流值整体增加,热流峰值位置前移;峰值位置后,热流缓慢减小的区域与G?rtler涡位置相对应.      

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...     

回转圆筒内颗粒流速度场的实验研究

基于适用于稠相的粒子图像测速技术对二维回转圆筒内颗粒的流动模式和时均速度分布进行了研究.不同工况下料床的径向对称线、30%径向线和70%径向线上颗粒横向速度分量的分布具有相似性,该速度分布可由柱塞流区的指数型方程和活性层的切变流动方程相结合的形式来准确描述.低速下表面线上速度横向分布是对称的且峰值在中线处,随转速提高峰值逐渐向料床下部移动.表面层内颗粒温度的值远高于柱塞流区内的,其最大值存在于表面层底部颗粒剧烈碰撞的区域.     

光电检测方法在大功率气流声源实验研究中的应用

内流场和调制面积的准确测量是大功率调制气流声源实验研究中的关键问题,传统测量技术具有明显的局限性。采用光电检测方法以实现速度场和声源调制面积的非接触测量,通过粒子速度成像技术获取声源气路系统中的速度场,通过CCD系统实现对声源振动系统位移输出和调制面积变化的实时监控。实验结果与数值模型结果的比较验证了测试方法的可行性。速度场结果表明,典型工况下受限射流靠近内侧壁面,流动分离出现在外侧壁面附近,声源内部形成的剪切层位于主流与回流之间。音圈位移实测结果说明所选择的驱动参数可实现对喷口射流的满调制。     

PIV技术在气体界面不稳定性实验研究中的应用

采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,以乙二醇烟雾作为示踪粒子,实验测量了平面激波作用下SF6气柱-空气界面Richtmyer-Meshkov不稳定性演化图像和二维速度场.测量结果揭示了不稳定性流场的典型特征和细微结构,与高速摄影和数值模拟结果符合,说明建立的PIV技术适...     

湍流边界层对数律区相干结构的Tomo-TRPIV实验研究

应用层析高时间分辨率粒子图像测速技术（tomographic time-resolved particle image velocimetry,Tomo-TRPIV）,测量了Re_θ=2 460的平板湍流边界层三维3分量瞬时速度场的时间序列.提出湍流空间多尺度局部平均速度结构函数的概念,应用流向脉动速度沿流向的空间多尺度局部平均速度结构函数的正负过零点法,从瞬时脉动速度场中检测相干结构的喷射和扫掠事件,对检测到的喷射和扫掠事件的瞬态局部速度场、速度梯度场、涡量场、速度变形率场进行空间相位对齐叠加平均,获得喷射和扫掠事件的局部速度场、速度梯度场、涡量场、速度变形率场的典型特征.研究发现,相干结构喷射和扫掠时,速度梯度、速度变形率、涡量均表现为空间反对称分布的4极子结构.特别是流向涡量是沿流向、法向、展向均为反对称分布的法向多层4极子结构,表明法向各层相干结构是紧密联系,互相关联的.这种法向多层的4极子反对称结构导致强烈的动量、质量和能量交换,维持了相干结构的演化和发展过程.      

高超声速圆锥边界层转捩实验研究

在高超声速静音风洞内, 通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering, NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints, TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究, 得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像, 清晰地展示了第2模态波的"绳状"结构, 尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导, 而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构; 采用功率谱密度(power spectrum density, PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析, 得到了边界层内扰动波的发展规律, 在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低, 低频成分逐渐增加, 表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和, 而后逐渐衰减, 而低频模态则逐渐发展; 通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布, 结果表明, 随单位Reynolds数增大, 边界层转捩阵面前移.      

高超声速边界层流动转捩研究

针对高超声速飞行器前体预压缩性所需求的气动构型,开展了具有-级压缩效果的压缩面边界层的流动稳定性分析.采用有限体积法数值求解NS方程组得到基本流场,应用当地局部平行流假设和线性稳定性理论求解了扰动波参数的特征值问题.分析了来流马赫数M_∞=6情况下二维扰动波的演化规律,并进-步关联扰动的空间放大率,结合EN方法进行了转捩预测.     

基于Ramp-VG阵列的超声速混合层流动控制实验研究

利用基于纳米示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术研究了Ramp-VG阵列对超声速混合层流场的控制效果.对流Mach数Mac=0.17.通过比较无控和控制状态下的混合层NPLS图像,发现控制状态下混合层流动速度提高了5％～15％,K-H不稳...     

基于光谱分析的大气混合层高度测量研究

基于地基主动和被动差分光学吸收光谱(DOAS)分析方法,在2015年5月至2016年5月期间对上海近地面NO₂浓度(c_NO2)及对流层NO₂的垂直柱浓度(NO₂ VCD_trop)进行了观测。主动长光程差分光学吸收光谱系统(long-path DOAS, LP-DOAS)观测得的c_NO2小时均值与上海市全市空气质量c_NO2小时均值呈正相关,相关系数为0.81。被动多轴差分光学吸收光谱系统(multi-axis DOAS, MAX-DOAS)观测得的NO₂ VCD_trop与GOME-2和OMI卫星传感器测得的NO₂ VCD_trop也均呈正相关,相关系数分别为0.89和0.88。大气污染物的输送、扩散、稀释和沉降等过程主要发生在边界层中,白天混合层占到边界层的大部分,混合层高度(MLH)以上的自由对流层中污染物浓度较小,混合层内NO₂接近均匀混合时,利用地基主、被动DOAS观测得到的NO₂数据可以快速计算大气混合层高度。计算得的MLH与GDAS气象数据库中的边界层高度(PBLH)明显相关,相关系数达0.93,二者结果大小均在0.1～2 km之间。实验观测期间,MLH与PBLH日变化趋势均呈单峰形,MLH高值出现在12:00-15:00,由于PBLH时间分辨率低,最高值出现在14:00,同时二者月均变化趋势一致,2015年9月和2016年2月数值较高,2015年7月和2016年3月数值较低,另外求得MLH约为PBLH的0.98±0.59倍,符合狭义MLH与PBLH的关系。计算得的MLH与同点位激光雷达测得的PBLH_Lidar也具有较高的相关性,相关系数达0.75,PBLH_Lidar略大于MLH,但是二者在早晨5和6时和下午5和6时大小趋于相同,符合大气发展规律。说明该算法具有较高的可行性。     

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.      

Propagation of Perturbations in a Boundary Layer under Strong Hypersonic Interaction

Doklady Physics - Nonstationary processes in a hypersonic boundary layer are studied. A phase shift by propagation of perturbations upstream was found caused by a finite upstream propagation...     

高超声速椭圆锥边界层横流转捩特性大涡模拟

横流效应显著影响高超声速飞行器的三维边界层转捩过程, 深化对该流动机制的认识有助于提升和改善飞行器气动性能及热力学环境. 针对HIFiRE5椭圆锥绕流问题, 采用大涡模拟方法计算分析了超声速边界层横流转捩特性, 并揭示其中的流动机理. 参考HIFiRE5风洞模型试验条件, 数值模拟中椭圆锥来流入口处施加人工速度扰动以激发边界层内不稳定扰动波, 进而预测了高超声速边界层流动横流失稳、转捩过程等基本流动特征, 并基于转捩热流分布形态对比, 获得了与试验数据基本吻合的计算结果. 研究发现, 椭圆锥中心线流动汇聚形成的流向涡结构非常容易失稳, 另外在中心线及侧缘之间的中部区域存在较强的横流不稳定性, 两种机制共同作用影响边界层转捩过程. 此外, 分析了来流扰动幅值对边界层横流失稳转捩的影响, 并发现静来流条件下, 横流区域出现两组独立的定常横流涡结构, 而强噪声来流条件下, 中心线主涡和中部横流涡均发生失稳转捩, 且在椭圆锥表面形成多峰状的转捩阵面. 最后, 深入分析流场的压力脉动动力学特性, 揭示了三维边界层发生失稳转捩的非线性演化机制.      

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.     

Experimental Results on Neutrino Masses and Lepton Mixing

The experimental status of measrerments of neutrino masses and lepton flavour mixing is summarised. Limits of mass and mixing parameters obtained by different experimental techniques are given and the possibilities and limits of the different methods are discussed. Future projects are presented and their ability to verify existing results or to explore further regions of the mass and mixing parameter space is discussed.