管道测压系统频率响应研究

准确测量模型表面的脉动压力对于研究建筑物表面风荷载具有重要的意义.在实验室中通常采用管道系统和传感器对物体表面压力进行测量.然而,模型表面的压力信号通过管道系统后会在幅值和相位两方面发生畸变.在管路系统中加限流器能在很大程度上改善管路系统的频率响应特性.笔者应用Tijdeman的管道频率响应理论进行了不同管子和限流器尺寸参数组合的计算,并且进行了系统的对比实验.结果表明:计算和实验结果符合良好,文中进而讨论了有关参数对管路系统频率响应特性的影响.结果对如何正确测量建筑物表面脉动压力提供了一种有效的方法.     

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题.通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统.结果表明:该技术实用可靠,值得推广.     

边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量，三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验，测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响，在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。     

风洞模型-支撑系统涡激振动测量与分析

以0.55m×0.4m低湍流航空声学风洞某模型及其支撑系统为研究对象,采用基于加速度传感器直接测量支撑系统和热线间接测量模型尾流相结合的方法,测量并分析了风洞模型-支撑系统的涡激振动模态,给出了测量方案和数据处理方法。采用基于加速度传感器的功率谱分析方法,获得了模型-支撑系统的三阶振动频率分别为31.1、120.9和221.4Hz;采用基于加速度传感器的频域滤波和频域积分方法,提高了有效信号的信噪比,获得了模型-支撑系统振动的振型和振动节点位置;采用热线测量模型尾流分离涡脱落频率的方法,获得了模型一阶和二阶振动的尾流涡激频率分别为31.1和124.1 Hz,并从测量尾流速度脉动量获得了模型振幅变化和抖振边界信息。实验结果表明,采用热线测量模型尾流从而分析模型振动的方法,有利于小尺度的模型振动测量,而且相对于加速度传感器装于模型表面的直接测量方法而言,对试验模型的绕流流场干扰较小,为测量风洞试验模型的涡激振动模态提供了一种方法。     

后退式微型后缘装置对翼型气动特性影响的实验研究

介绍了装有后退式微型后缘装置(Rearward Mini-TED)的 NACA23012翼型在低雷诺数条件下的表面压力分布、气动力和 PIV 速度场的风洞实验结果,并与 NACA23012原型翼的对应测量结果进行了对比分析,以探讨 Mini-TED 装置对翼型流场、气动特性产生的影响。本实验风速为15m/s,以弦长为特征量的雷诺数为 Re ≈1.3×105,翼型表面压力分布采用测压孔和压力传感器测量,通过积分获得翼型升力和压差阻力,并利用尾耙测量翼型受到的总阻力。结果表明,后退式 Mini-TED 翼型改变了翼型周围的流场速度分布和尾流流动结构,导致上翼面吸力和下翼面的压力升高,使翼型升力增加,但压差阻力也增加。同时发现后退式 Mini-TED 翼型使前驻点位置后移,加快了上翼面的流动速度,后缘分离受到抑制。     

边界层转捩位置测量及其精度的实验研究

以无迎角平板作为模型,用多片表面热膜作为测量元件,在低速风洞中测定边界层转捩位置及其随来流速度变化的规律,并在等精度重复测量的基础上给出边界层转捩特征点位置测量的精度。实验研究的结果表明,本文提出的测定边界层转捩位置及其变化规律的实验技术,能够满足应用性定量实验的需要。     

弹体脉动压力特征的实验研究

针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞=0. 8、0. 84、0. 86、0. 92、1. 0、1. 15、2. 0、2. 5,实验迎角α=-5°、-3°,0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉动压力系数、频谱曲线以及相关性系数等实验数据.结果表明:脉动压力系数总体上随马赫数增加而降低.不同马赫数.迎角α=0°的条件下沿轴向各测点压力脉动之间的空间相关性有类似的分布规律,且各测点脉动压力基本互不相关.在实验的迎角下,脉动压力系数在弹体表面曲率变化较小的位置基本上不随来流迎角的改变而变化,膨胀拐角肩部位置的脉动压力系数随着迎角的改变而变化较大.超声速来流的功率谱能量峰值所对应的主频出现明显的低频特征;跨音速来流时特征频率随着马赫数的增加而增大,功率谱能量峰值位于特征频率处.     

基于温敏漆的边界层转捩测量技术研究

以自然层流翼型RAE5243模型为研究对象，在0.6m跨超声速风洞进行温敏漆（Temperature Sensitive Paint，TSP）转捩测量技术研究，在Ma0.73和Ma0.75条件下开展了模型基本外形和鼓包外形的转捩测量试验。针对缺乏定量分析手段的问题，提出基于温度梯度的转捩位置自动判定算法，包括图像预处理、转捩点定位与筛选和转捩位置计算3个步骤。模型温度分布及转捩测量结果表明:重复性试验结果偏差较小，验证了转捩测量结果的可靠性；相同马赫数条件下，鼓包外形转捩位置相对基本外形向后缘移动；相同外形条件下，Ma0.75的转捩位置相对Ma0.73向后缘移动。TSP试验结果与CFD计算结果吻合较好，变化趋势一致，检验了数值模拟方法的有效性。     

基于MEMS传感器的高速风洞壁面剪切应力直接测量技术

提出了一种新的壁面剪切应力测量方法,使用锯齿状排布的MEMS传感器作为敏感元件,在高速风洞中对研制的剪切应力测量设备进行了原理验证实验.实验结果显示湍流中的局部壁面剪切应力大小是层流中的两倍以上,监测局部剪切应力可以作为一种有效的边界层转捩的实验判定方法.利用这一方法测得的转捩区与使用脉动压力测试技术测得结果一致,验证了通过MEMS元件监测局部剪切应力作为边界层转捩测量手段的可行性和可靠性.     

基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

为验证某层流机翼的设计，在荷兰DNW-HST风洞开展了高速风洞试验，采用TSP方法对机翼表面边界层转捩位置进行了测量。试验结果表明:TSP方法用于探测自然层流机翼表面转捩位置非常有效，显示结果中层流和湍流区域明显，转捩边界清晰易辨。同时发现，试验对机翼表面光洁度要求很高，试验结果对机翼表面污染非常敏感，高雷诺数下，受机翼前缘污染影响，试验效果不佳。     

电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难.为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究.结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较.结果表明:马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞.     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型（翼弦长300mm），当湍流度小于0.1％时，对附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于0．1％以后则影响明显；而对NACA0024对称翼型（弦长400mm）模型，其表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。对于两个不同尺寸的层流翼型模型（弦长分别为300mm和800mm）而言，当雷诺数大于某一位后转按点位置才受雷诺数的影响，对于NACA0024对称翼型模型，其表面阻面层的转捩点位置也不受雷诺数影响，且转捩点位置与变湍流度情况下在同一位置上。     

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。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心超高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(犕犪=5.65),单位雷诺数4.32×107~1.20×108 m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm 之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

用电子束荧光技术研究高超声速边界层中的扰动现象

利用电子束荧光技术对高超声速平板边界层中的扰动现象进行实验研究，实验在炮风洞中进行，自由流马赫数为7．8，单位长度雷诺数为3．5×107/m，测量了平均密度分布、脉动密度分布，并获得了湍流密度脉动的互相关分布和频谱分布。实验结果表明在过渡区中有序与随机现象并存。     

应用OFI和Preston管测量亚跨声速摩擦应力

在0.6m×0.6m亚跨超声速风洞中，采用油膜干涉测量技术（OFI）和Preston管方法开展了马赫数0.4~0.8下的平板模型表面摩擦应力测量实验研究。模型头部经过椭圆化处理，避免出现流动分离。实验发现:在亚跨声速条件下，两种方法的测量结果具有很好的一致性；油膜粘性对摩擦应力测量结果影响很小；当来流马赫数或总压发生变化时，摩擦应力系数随来流动压或马赫数与雷诺数的乘积（Ma·Re）的增大而减小。在Ma=0.4和0.6时，观测到一种类似斑纹的干涉图像，基于其特性分析，提出以此作为一种转捩判据的设想；在Ma=0.8时，未观察到类似斑纹，根据油膜图像和数值模拟结果判断，模型头部出现了分离泡，边界层由分离诱导转捩。     

深度强化学习在翼型分离流动控制中的应用

搭建了基于深度强化学习（DRL）的射流闭环控制系统,在NACA0012翼型上开展了大迎角分离流动控制实验研究。NACA0012翼型弦长200 mm,实验风速10 m/s,雷诺数1.36×105。射流激励器布置在翼型上表面,通过电磁阀进行无级控制。将翼型表面的压力系数和智能体自身的动作输出作为智能体的观测量,以翼型后缘压力系数为奖励函数,对智能体进行训练。结果表明:经过训练的智能体成功地抑制了大迎角下的流动分离,比定常吹气的费效比降低了50%;智能体可以将翼型后缘压力系数稳定地控制在目标值附近;状态输入和奖励函数的改变会对最终的训练效果产生不同影响。     

7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展，给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据，在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型，研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49~2.45）×107/m，迎角范围-10°~10°，马赫数5~7，模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布，获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内，马赫数增大，尖锥转捩位置提前，分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起；随着单位雷诺数的增大，边界层转捩位置前移，转捩雷诺数保持不变，约为3.0×106；小迎角时，随着迎角的增大，迎风面边界层转捩推迟，背风面边界层转捩前移，在10°大迎角时，迎风区中心线转捩前移，出现迎角"转捩逆转"现象，背风区出现了流动分离导致的低热流条带。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

6°攻角尖锥高超声速边界层高频不稳定波实验研究

边界层转捩对高超声速飞行器的气动力和气动热设计有重要影响。横流失稳通常是三维边界层转捩的主导因素,而在噪声环境下,第二模态不稳定波的影响也不容忽视。为深入理解带攻角情况下高超声速边界层的转捩机理,在Mach 6 Ludwieg管风洞中采用聚焦激光差分干涉仪（Focused Laser Differential Interferometer, FLDI）和高频压力脉动传感器（PCB）对6°攻角尖锥进行了边界层稳定性实验研究。实验结果显示,在尖锥边界层的不同周向位置存在高频不稳定波。通过功率谱分析和双谱分析,得到该不稳定波沿母线的变化情况以及该高频不稳定波与低频信号（20～40 kHz）之间存在的非线性相互作用。