分子标记测速法(MTV)和粒子成像测速法(PIV)常被用于流动显示和流场成像测量,但在示踪粒子跟随性差、示踪粒子分布不均匀时,示踪粒子的引入会给PIV带来速度测量系统误差,而不需引入示踪粒子的MTV因荧光寿命长度限制,主要应用在高速和超声速流动测量中.为了发展无需示踪粒子、可适用于低速气流场的二维流速成像方法,本文介绍了一种基于激光诱导红外荧光的新型分子标记测速法,并在二氧化碳气体轴对称湍流射流中进行了速度测量与验证.在红外分子标记测速法中,通过红外脉冲激光选择性激发气体小分子的共振振动能级跃迁实现分子的标记,随后通过红外相机对不同时刻下跟随流场流动的激发态分子记录其发射荧光分布,进而处理得到流动速度场信息.通过考虑分子振动能量传递过程模型、有限荧光寿命、横向速度分量和分子扩散运动对荧光分布的影响,实现从荧光分布图像定量获取速度场分布.将该方法应用于 5～51 m/s速度的二氧化碳湍流射流中,得到了射流轴向速度的径向分布,速度测量的相对不确定度优于 8%,径向空间分辨率达到107µm,且该速度分布与湍流射流理论结果及前人实验测量结果符合较好.利用该方法分辨了射流在不同轴向位置的径向速度分布,观察到了射流从势核区到充分发展区的演变.利用该方法可以获得低速气流场的高分辨瞬时速度成像,后续通过提高红外激光的脉冲功率、激发效率和重复频率,可以进一步提高该方法的测量精度、空间分辨率和时间分辨率,从而有潜力在近壁面流动、微尺度流动和大梯度流动等粒子示踪不适合用场景中提供定量流场测量的有效途径.
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一些缺陷.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和NACA 0012进行实验验证,RAE 2822的压力稀疏重构结果比线性理论修正更加接近实测结果,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修正后的迎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%,且同化效果与数据点位置密切相关.
燃烧效率是航空发动机的关键气动性能参数,其准确获取对提高航空发动机性能、节省燃油、减少排放及匹配燃烧室总体性能等都具有重要意义.针对航空发动机温升燃烧效率的准确获取问题,设计了高准确度的进口参考温度传感器、出口参考温度传感器和媒介温度传感器,将出口参考温度传感器与媒介温度传感器相结合,提出并使用测点修正因子,实现了航空发动机温升燃烧效率现场校准.结果表明:所采用的温升燃烧效率校准方法合理、结果可信,参考温度传感器所得温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率的相对偏差为0.3%～2.1%.
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)的非常态流体.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,并精确控制容器上下端的温差,研究SCO2 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 3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.实验结果表明: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越剧烈;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.
地表剪切力是风沙运动的关键驱动力,在风沙运动研究中非常重要,但目前针对风沙流环境地表剪切力的实验测量却较为匮乏,已经成为风沙运动研究深入发展的瓶颈.本文介绍了一种基于热膜技术的适用于风沙流环境地表剪切力精确测量的方法,使用热膜传感器和二维热线探头对净风条件下的地表剪切力进行了测量,结果显示:热膜传感器对地表剪切力有较好的响应,其与二维热线探头对摩阻风速的测量结果相差小于6.6%.热膜传感器对方柱绕流条件下地表剪切力的测量结果与OpenFOAM数值模拟结果具有较好的一致性,进一步证明了热膜传感器测量地表剪切力的可行性.热膜传感器的沙粒撞击实验结果表明:沙粒撞击对热膜信号的影响可以忽略,在风沙流环境中可以采用热膜传感器对地表剪切力进行有效测量.基于该技术测量了风沙流环境地表剪切力沿流向的空间分布特征,采用实测方式获得了风沙流环境地表剪切力的空间分布规律.
本文通过实验方法研究了直径5µm圆柱与来流之间的对流换热规律.实验结果表明:传热努塞尔数经温度修正后与雷诺数的 0.45次方成线性关系.根据该关系,本文提出了一种免标定的热线风速测量方法.该方法的核心是利用恒温热线风速仪记录热线探头产生的热量,并根据来流气温等参数直接计算风速.与现有热线测量技术相比,该方法对来流温度变化不敏感,且可实现免标定直接测量,使用便利性得到了提升.利用本文提出的新方法对均匀来流、湍流边界层、钝体绕流等流动进行验证实验,发现测量结果与真实值存在4%～23%的偏差.这些差异可能与探头大小、冷态电阻测量、导线电阻和接口接触电阻等多种因素相关.因此,本文提出的免标定热线风速测量方法具有发展潜力,但仍有一些技术细节需要解决.
在实验流体力学领域相关科学问题研究、各类飞行器地面试验中,可靠、准确和精细化的测试技术扮演着重要角色.随着实验流体力学学科的快速发展,多种流场及飞行器参数测量技术不断被提出并迅速应用到风洞/水洞和其他科学试验中.纹影、热线、PIV、PDPA等技术被快速仪器化,已经成为实验流体力学领域重要的测试设备和测量仪器.
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滴和乙醇液滴,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5µm和8×10-4 以内(水滴和乙醇液滴粒径范围为100～200µm).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.
流体力学研究作为力学研究的重要分支,在航空、航天、航海、生物医学等领域发挥了重要作用.随着科技的迅猛发展,现代战争呈现出前所未有的复杂性和多样性,对海陆空天装备在极端环境下的综合性能提出了更高要求.深入探究极端环境下的流体力学问题,是提升装备性能、突破能力边界的重要基础.
燃烧场通常是气-固-液三相耦合的复杂体系,其燃烧诊断结果可支撑提高燃烧效率和降低污染物排放的研究.为了使燃烧诊断结果更加精确,先进的检测方法和检测系统必不可少.在线质谱仪具有灵敏度高、分析速度快、检测范围广等优点,可用于高温、高压等严苛条件下的燃烧场诊断,能够获得更全面的诊断信息.本文对近年来在线质谱仪质量分析器、电离源和取样系统等关键技术的发展概况进行了总结,列举了在线质谱技术在燃烧场火焰产物组分浓度和火焰温度测量中的应用,对在线质谱技术在复杂燃烧场诊断方面面临的挑战和发展前景进行了分析.
本文对直升机涡环状态边界进行了系统的分析与研究.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、涡系结构等方面的物理机制,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,指出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.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%,旋翼产生维持机体重量拉力的需用功率约为悬停功率的 160%.以特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼和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.在涡环状态边界预测模型构建中区分水平来流、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.本文对认识涡环状态特情和预防涡环状态事故具有现实意义.
空化流动是水动力学领域一种特有的流动现象,空化区内部水汽掺混情况复杂,需要借助特殊实验测量手段来获取其中混合介质特性.本文回顾了用于空化区多相混合介质测量的非接触式和接触式实验方法,包括电离辐射、内窥技术、电阻探针和光纤探针等.相比于对实验条件要求较高的非接触式测量技术,接触式探针测量技术更加简便和稳定,可以得到单个测点位置的含汽率、汽泡速度和汽泡尺度等信息.此外,本文还介绍了近年来多相流探针技术在空化流测量中的应用.研究者们分别采用电阻探针和光纤探针,研究了空泡水筒中楔形平板空化和水翼空化内部的介质特性,得到的结果主要包括平均含汽率和汽泡尺度统计分布两方面,发现了云空化区内含汽率高低与空化数密切相关,且楔形平板空化流动和水翼空化流动中存在非常相似的汽泡尺度分布特征.
直升机近地飞行时,旋翼近地面干扰诱发非定常流动,推动地面沙尘扬起,形成"沙盲"现象,严重威胁直升机飞行安全,针对"沙盲"现象开展气动基础问题研究非常重要.本文从直升机"沙盲"计算方法、试验方法、形成机理、抑制方法等4个角度介绍直升机"沙盲"现象相关研究进展.综合相关研究成果可以发现:耦合涡方法(或CFD方法)和拉格朗日沙粒跟踪方法能够实现沙云轮廓和"沙盲"现象模拟,但尚需进一步体现复杂沙床表面、脉动湍流及沙粒迁移、聚集、起跳和扬起等关键因素;基于高速PIV和相机搭建的"沙盲"试验系统能够获得沙云形态数据,但仍需进一步研究沙云两相流测试技术和沙云空间浓度测试技术,深入探索沙粒驱动机制和"沙盲"演化机理,以及能够有效抑制"沙盲"现象的方法和技术途径.
为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术.研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估.风洞半自由飞实验结果表明:在 60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵.在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173(°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s.
利用射流主动流动控制方法,飞行器无舵面飞行控制技术取消了传统的机械舵面,具有附加重量小、控制性能优异等优点,适合隐形设计.本文针对现有定常射流控制方法控制效率较低、耗气量大等问题,介绍了振荡射流在无舵面飞行控制中的应用,概述了2项无舵面飞行控制技术——环量控制技术和流体推力矢量技术——的研究现状,讨论了振荡射流在扩大控制区域、增强掺混和频率调节方面的机理和优势.从环量控制和流体推力矢量2个角度出发,详细介绍了振荡射流在无舵面飞行控制中的应用机理和优异表现.
基于中国航空工业空气动力研究院FL-52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究.对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性.分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性.对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响.获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5～8 dB.
无人机可以通过自主滑翔从自然环境里的热上升气流中获取能量,提高自身的续航能力.在此期间,模式切换是无人机自主滑翔的关键.针对该问题,设计了基于七孔探针和嵌入式技术的气流感知系统,该系统可测量流动角高达 72°的气流方向和速度.基于气流感知系统,设计了控制无人机自主进入和脱离滑翔模式的模式切换逻辑.通过在风洞中模拟热上升气流,利用风洞虚拟飞行试验验证了所设计模式切换逻辑的可行性.试验结果表明:在不同速度的热上升气流作用下,基于气流感知系统设计的模式切换逻辑都能够使无人机自主进入和脱离滑翔模式,且在不同大小的滚转角指令下,模式切换逻辑都能够使无人机脱离滑翔模式.
真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求，难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计，本文开展了相关数值模拟研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式，采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型，计算了超导磁浮列车在真空管道内超高速运行时的三维流场结构、激波反射和传播规律，对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响，重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现：轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射，导致尾部压力波动；列车底部流动间隙增大，列车尾部激波强度下降，激波现象更为明显，气动阻力系数减小8.855%，气动升力系数增大14.312%。
为降低由汽车后视镜带来的气动噪声,本文以一简化汽车外后视镜模型为基础模型,提出3个不同造型改进方案:A造型模型镜身倾斜15°;B造型模型镜身倾斜30°;C造型模型将原圆柱形底座改为椭柱形底座.对4款造型外后视镜模型进行风洞实验研究,分析流场、空气阻力和壁面脉动压力随造型改变的规律.气动特性(流场和阻力)采用粒子图像测速仪(PIV)和六分量动态天平测量,声学特性采用壁面麦克风对侧窗平板的湍流脉动进行测量.研究结果表明:3个造型改进方案均可在不同程度上改善外后视镜尾迹区域流场品质,有效降低空气阻力和气动噪声.其中B模型阻力系数较基础模型降低18.4%,壁面脉动压力总声压级在中低频段可降低4.6 dB;C模型可降低阻力系数7.5%,总声压级可降低4.3 dB.
采用高速摄影与图像识别技术,研究了不同黏性液滴撞击不同弹性模量的柔性疏水材料(PDMS)表面后的完全反弹过程,获得了液滴黏性和柔性疏水材料弹性模量对液滴发生完全反弹的韦伯数区间和反弹恢复系数的影响规律.结果表明:由于液滴黏性对液滴铺展过程的速度影响及其所导致的黏性能量耗散差异,当液滴黏性增大时,液滴撞击PDMS表面后发生完全反弹的最大/最小韦伯数均增大、反弹恢复系数减小;随着PDMS弹性模量的降低,液滴撞击PDMS表面后发生完全反弹的最大韦伯数增大、最小韦伯数减小,PDMS弹性模量对反弹恢复系数无明显影响.
