等离子体气动激励的诱导气流速度的实验研究(英文)

等离子体流动控制是基于等离子体气动激励的主动流动控制,可用于改善飞行器和动力装置空气动力特性.为了探索等离子体流动控制的内在机理,在不同的参数条件下,对等离子体气动激励的诱导气流速度进行了实验研究.实验结果表明:等离子体气动激励可以把激励器表面空气加速到每秒几米的速度,诱导气流与激励器表面有一个约5°的夹角,且气流经加速后会形成漩涡结构.固定激励频率,诱导气流速度随激励电压增大而增大;固定激励电压,诱导气流速度受激励频率的影响不大;激励器布局对等离子体气动激励器的性能有重要影响.     

人体空气动力学问题

本文首次提出了人体空气动力学的基本概念、研究内容、方法和当前存在的主要问题。阐述了高速气流吹袭对人体造成的影响,分析了人体各部分的气动特性,给出了人体上肢、小腿及头颈部的阻力系数曲线,认为人体四肢和头颈部在高速气流吹袭下产生的相对于人椅系统甩打运动,将对人体的安全弹射造成严重威胁,是飞行员安全弹射的主要障碍。本文还对目前国内外所研究的高速气流防护装置按其防护原理进行了分类,并评价了他们的防护能力。本文介绍了国内外的主要研究成果,并对其中人椅系统的速压计算问题作了较为详细的阐述,介绍了作用在人椅系统上的速压修正的半经验公式。此公式不仅适用于计算像人椅系统那样的大钝体,而且也适用于计算其它大钝体在任意 M 数范围内的阻力系数。最后,文中对今后的研究工作提出了一些建议。     

壁面声阻抗抑制空腔噪声数值仿真研究

当气流流经空腔结构,由于腔内严重的压力、速度等脉动,会诱发强烈的气动噪声,来流速度较高时,声压级甚至可高达170d B,对空腔自身结构安全构成较大的威胁,研究人员开展了大量的空腔噪声抑制方法研究。采用CFD+CAA的混合方法,对长深比L/D=6的空腔在亚音速条件下的流动进行了仿真研究.通过改变空腔底部声阻抗值,考察不同声阻抗值条件下空腔底面的声压级分布,探讨了不同的声阻抗对空腔气动噪声的抑制效果。研究结果表明:采用声阻抗对空腔内噪声有一定抑制效果;空腔前部区域声压级降低幅度比后部区域大;空腔后缘产生的噪声在向前传播过程中有所衰减。     

高速气流吹袭防护气动特性的数值模拟

应用CFD方法研究了配备高速气流吹袭防护装置的人椅系统的气动特性。空间离散采用Osher逆风格式,紊流模型采用基于Spalart—Allmaras一方程的DES方法,在马赫数为0．6和1．2;迎角-10～30°;侧滑角为0°和15°范围内的粘性大分离流;以及来流马赫数为0．8和1．6;迎角5～30°;侧滑角为0,-20和-50°条件下,对有无防护装置的人椅系统气动特性进行了数值模拟。计算结果与试验结果吻合较好,高速气流吹袭防护装置在高速弹射过程中有效地保护了人体。     

气动雾化喷嘴强化湍流扩散的实验研究

用热线风速仪对气动雾化喷嘴出口的气相湍流速度场进行测量，得到了气流的脉动速度及旋涡尺度分布。用浓度测量仪测量了喷嘴出口液相浓度的分布。研究表明，湍流脉动对细小雾滴的扩散具有促进作用，而气流的大尺度旋涡对液滴扩散的作用更加明显。内气路采用径向射流型式，可以增大气流的旋涡尺度，加强对液滴的扰动，因此对喷雾浓度的均匀分布大有益处。     

高频输氧技术中的气体输运机理

本文介绍了高频输氧技术中气体输运机理的实验研究结果。用气管-支气管-肺模型来模拟人体呼吸系统,用热线和激光测速技术测量该模型内的气流。结果表明,整流效应和湍流扩散具有关键作用。     

高速列车动车头形风洞试验研究

高速列车动车头部外形对高速列车气动性能有很大影响。为了探索这一问题，在8m×6m风洞中对高速动车头形六种不同方富的气动特性及其对有限编组列车气动性能的影响进行了试验研究，结果表明，车头形状以具有较大细长比．其表面无拐角且曲率变化较小的2次元形状的头型气动性能最好。     

高速航空拖靶的总体方案和气动外形优化

针对某高速、低空恒高拖靶系统研制的需求,设计了一种有良好气动特性、结构简单、工艺性好、成本低的拖靶总体方案.为了进一步减少气动阻力,采用基于Kriging模型的优化方法对高速拖靶气动外形进行了优化设计.优化结果表明:在满足操纵力和稳定性要求前提下,优化后拖靶的气动阻力明显减小.本文研究结果为整个拖靶系统的进一步设计和论证奠定了基础.     

180°矩形弯管流场的LDV测量

采用激光多普勒测速仪(简称LDV)对180°矩形弯管内流场进行了测量,得到时均速度、湍流强度等数据.除靠近内壁r~*=0. 1位置,弯管纵截面上的切向速度沿轴向基本不变,但靠近弯管上下壁面的切向速度逐渐减小直至为零.在弯管的主流区域,0°~60°之间的纵截面上,内侧切向速度增大,外侧切向速度减小;60°~180°之间的纵截面上,内侧切向速度减小,外侧切向速度增大.在整个弯管段内,内侧切向速度总是大于外侧的切向速度.由于受到边界层分离和二次流的影响,90°~180°纵截面上r~*=0. 1位置的切向速度产生明显的变化.轴向速度值远小于切向速度值,并且沿轴向变化不大.轴向速度的正、负之分,说明了二次流的存在,并且二次流的旋转中心从外壁向内壁移动.切向和轴向湍流强度的数量级一样,基本在0. 1Vi左右.切向湍流度在150°~180°纵截面r~*=0. 1位置的变化很大;但是轴向湍流强度分布比较平稳,其值沿轴向和径向变化不大.     

鼻锥声学特性试验研究

该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题.在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声).在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特殊形式的鼻锥.但风速达到某个数值以后,传声器自噪声仍会太大以至于无法进行声学测量.所以,在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素.根据自噪声主要取决于鼻锥的边界层与透声孔干扰的论断,笔者用风洞实验的方法研究了三种形式鼻锥的声学特性,试图寻找降低自噪声水平和提高实验风速的方法.研究表明,在透声孔上覆盖纱网可以降低传感器自噪声.在本文的实验条件下,加纱网可以降低自噪声约5dB或在保持自噪声水平相同的条件下提高实验风速约10m/s.     

强声激励下旋流火焰周期性流动结构的实验研究

强声波扰动下旋流流场的动态特征对于理解旋流火焰的非线性响应特性非常重要。基于超高重复频率脉冲串式激光器高速粒子示踪技术测量了强声激励下旋流火焰的动态流场，研究了旋流流场周期性涡结构和流场-火焰动态相互作用。周期性声波扰动会在旋流火焰内剪切层和外剪切层中引起固有涡结构。发现外部涡环在卷曲火焰锋面和改变火焰热量释放速率中起主要作用，而内部涡环分布在火焰根部并会影响中心回流区速度分布。定量提取了声诱导涡环的轨迹、涡量、环量、尺寸、出口速度以及加速度之间关系，发现强声激励下的出口速度和加速度决定了外部涡环的形成和脱落过程。     

等离子体气动激励诱导空气流动的PIV研究

为了揭示等离子体气动激励与边界层相互作用的物理机制,作者进行了等离子体气动激励诱导空气流动的PIV研究.实验结果表明:毫秒、微秒等离子体气动激励诱导空气流动以“启动涡”和“壁面射流”的形式出现;当激励电压为12kV时,最大诱导速度约为3m/s;激励电压越大,“启动涡”和“壁面射流”的强度越大;脉冲激励的作用强度和作用范围要强于定常激励.该结论为提高等离子体流动控制的作用能力提供了指导.     

高超声速通气模型喷管出口气流参数测量试验技术研究

准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础。目前采用的单排测压耙或多排测压耙、固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况，因此开展了新方法的研究工作。选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象，开展了试验方法研究:用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响；研制了专用的三自由度压力测量装置；开展了Ma6条件下的风洞试验，获得了喷管出口附近的壁面压力、出口处的静压和皮托压力。试验结果表明:壁面压力和出口静压总体呈两侧高、中间低的趋势；模型壁面温度对重复性精度有较大影响；测压排架与喷管壁面之间的相互干扰对静压测量准度产生影响。     

旋转爆轰发动机燃烧室的燃烧与流动特性研究

设计了一台爆轰环腔外径100mm、内径80mm、长117 mm的不带有尾喷管的旋转爆轰发动机燃烧室，并进行了实验和数值模拟研究，来了解不同当量比下的燃烧和流动特性。在该燃烧室头部，空气通过60个直径2mm孔轴向喷射，氢气通过2mm宽环缝喷射。氢气和空气最大供给总压分别可达12和10.5MPa。实验发现，当量比大于2时，燃烧发生在燃烧室以外，为爆燃；当量比接近于1时，燃烧室内存在多个反向旋转爆轰波，爆轰波平均速度较低，不超过1000m/s；当量比小于0.58时，仅有一个爆轰波准稳态旋转。在当量比为0.55时，旋转爆轰波传播速度为1274m/s。在当量比为1时，进行了17s无热防护的旋转爆轰发动机实验，未发现燃烧室有明显烧蚀。数值模拟表明在流量为400g/s时，有3个爆轰波同向旋转，外壁面侧传播速度约为1998m/s。     

低旋流数旋进射流流动特性的PIV实验研究

采用粒子图像测速技术,研究了当雷诺数Re=4.5×104时低旋流数旋进射流的流动特性。针对3种不同旋流数（S=0、0.26和0.41）,对比分析了时均流向速度场、流向速度脉动强度场以及时均涡量场的变化规律。实验测量结果表明:随着旋流数的增加,流向速度大小及其脉动强度沿流向衰减加剧,而射流中心线上的速度脉动强度增强;因腔体壁面空间限制而产生的回流区向上游移动且尺度变小;外剪切层中旋涡的流向发展急剧衰减而内剪切层内的旋涡几乎不受影响。此外,结合速度谱和典型时刻的瞬态流场特征可知,旋流数增大后,旋进频率增大,而旋进现象发生的起始位置向上游移动,使得旋进偏转角度增大。     

超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究

针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1.5 mm、外径3.0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4.0~4.3MPa,温度约335~870K,流量分别为0.93、1.24和1.86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。     

二维沟槽粗糙槽道内的湍流特性研究

采用激光多普勒测速技术对光滑和粗糙槽道湍流特性进行了实验研究.粗糙元为二维横向V型沟槽,沟槽深度为0.8mm,沟槽间距为6.4mm,对应的槽道半高度与沟槽深度比为12.5.基于中线时均速度和槽道半高度的流动雷诺数范围为2740~17400.实验测量了包括时均速度、湍流强度、雷诺切应力和速度脉动偏斜因子和平坦因子在内的湍流统计量,结果表明沟槽型粗糙度对湍流的影响不仅局限于边界层内区,而是延伸到整个边界层范围.粗糙壁面上的粗糙度函数随雷诺数的增大而增大,时均亏损速度也较光滑壁面高.沟槽抑制了内区的流向湍流强度,同时增大了外区的湍流强度.粗糙壁面上的雷诺切应力高于光滑壁面,且与湍流强度一样表现出对雷诺数的依赖性.尽管沟槽型粗糙度对流向平坦因子影响不大,但对流向偏斜因子有显著影响.     

斜出口合成射流组流场特性犘犐犞实验研究

提出了斜出口合成射流组的概念,应用PIV相位锁定技术对典型单缝、双缝和三缝斜出口合成射流组非定常流场结构进行了测试,并对出口间距比参数变化对斜出口合成射流组沿壁面的动量输运影响特性进行了探讨。结果表明:三缝斜出口合成射流组具有更强的沿壁面动量输运特性,具有更高的合成射流激励器能量利用效率。相邻射流出口间距比是影响斜出口合成射流组动量输运的重要参数,研究结果指出当间距比犛/犎=3.0时,斜出口合成射流组具有较强的沿壁面动量输运特性。     

微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理实验与数值分析

针对安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻问题，先用风洞实验测出微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性的影响，然后采用RANS方程和κ-ε湍流模型进行数值模拟，分析安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻原因。研究发现:微型涡流发生器使下游近壁面处低能气体向上卷起与外层高能气体掺混，近壁面平均湍动能增加、翼型后部脉动压强增大，压差阻力减小；湍流应力由速度梯度、湍流粘性系数和脉动压强共同决定，虽然气流掺混，弦向速度法向梯度减小、湍流粘性系数减小，但展向速度法向梯度和脉动压强增大，湍流应力增大，摩擦阻力增大；微型涡流发生器尺寸很小，完全浸没于附面层内，仅掺混与它高度相当的附面层内流体，对附面层厚度影响小，对翼型升力影响小。