DSP技术在风洞实验中的应用

本文对激光流速测量（LDV，PIV）技术中如何应用DSP技术，使流速测量系统和技术在风洞实验得到长足发展做了简要的介绍。     

PIV技术中的示踪粒子发生和布撤

示踪粒子发生和布撒，是粒子图像测速（PIV）技术的重要组成部分，是影响速度测量质量的关键环节。介绍PIV技术对其示踪粒子的基本要求和示踪粒子发生、布撒装置.介绍在风洞PIV测量中，示踪粒子发生、布撒的方式、方法及作者得到的实际经验和切身体会以及对避一步提高风洞PIV测量中示踪粒子发生、布撒质量的见解。     

高速流动中PIV示踪粒子松弛特性研究

示踪粒子的随流能力是PIV技术在高速流动中应用的关键点之一。在上海交通大学变马赫数高速风洞中开展了PIV实验研究,重点提出一种评价示踪粒子随流能力的松弛特性分析模型。在马赫数4条件下尖锥、尖劈等模型PIV实验研究中,可以准确分析粒子的松弛特性,粒径分析结果与实验吻合较好,并验证了高速流动PIv的测试精度和示踪粒子布撒能力。     

国外动态

NASA的新型风洞与改建风洞开始运转据NASA报道,NASA艾姆斯(Ames)研究中心的24.4×36.6米(80×120呎)新型风洞和12.2×24.4米(40×80呎)改建风洞已于1987年12月11日开始运转.美国国家全尺寸空气动力全套设备的建造费用为1.225亿美元.该设备可进行先进飞机的全尺寸试验以及航天飞机试验.     

PIV技术在降落伞绕流实验中的应用

本文利用PIV技术在风洞中对五种不同类型降落伞模型的绕流空间流场进行了测量，得到了绕降落伞的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟降落伞绕流流场提供可靠的数据，为降落伞的改进优化提供指导和依据。     

栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞（1．2m×1．2m）开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括：风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等。该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据。     

PIV技术在直接空冷模型风洞实验中的应用

本文利用PIV技术在生产性风洞中对某发电厂直接空冷系统模型的空间流场进行了测量，得到了绕模型的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟空冷系统流场提供可靠的数据，为空冷系统的改进优化提供指导和依据。     

跨声速风洞中的超临界翼型速度场测量

针对跨声速风洞实验环境,发展适用于高速流动测量的粒子图像测速(PIV)实验技术,从而实现对超临界翼型的非定常流动进行准确的速度场测量。对跨声速风洞中的PIV测量系统进行了如下改进工作:改进粒子播撒装置;对片光光路布局进行了优化;对模型表面进行了防漫反射处理;提高图像位移场计算精度。使用RAE 2822超临界翼型,在FL-1风洞进行实验,来流马赫数为0.6~0.92,雷诺数为1.86×10~6~2.58×10~6。结果表明,利用PIV测得的速度场能够有效捕捉激波位置,并且与表面平均压力分布一致,通过对PIV数据进行统计分析可得到激波振荡的类型及幅度等特征。     

摇滚/PIV/压力同步测控技术的发展及其在机翼摇滚研究中的应用

在北航D4风洞已研制的机翼摇滚运动/流动研究组合装置的基础上,为实现在一次实验中同步测量机翼摇滚运动角位移和相应的物面压力分布及空间流动参数,发展了机翼摇滚/PIV/物面压力分布同步测控技术。基于该同步测控技术,进一步研究了前体涡诱导机翼摇滚过程中流动特性及演化规律。此外,还对同步PIV技术中粒子材料的选用进行了研究。     

不同类型防护林绕林流场的PIV测量

利用粒子图像速度场仪(PIV),采用2帧-互相关的分析技术,对紧密型、疏透型和通风型防护林流场的流动特征在环境风洞中进行实验研究.通过PIV系统测量,得到不同类型防护林绕林流场的速度矢量图、流线图和涡量场图,并对各个流场特征进行探讨.     

超声速光学头罩流场的PIV研究

在马赫数Ma-3．8超声速风洞中,采用PIV（Particle Image Velocimetry,粒子图像测速）技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布。PIV技术应用于超声速流场时,对系统的硬件配备、示踪粒子的跟随性以及PIV算法的精度有很高的要求。本文PIV系统选用高精度的同步控制器和高能量激光器;以纳米级粒径的粒子作为示踪粒子,通过斜激波响应实验分析了其在超声速流场中的跟随性;并采用多种高精度速度场算法对粒子图像进行处理。实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布。     

无肋双曲线型冷却塔风压分布的全尺寸测量和风洞研究

本文叙述了广东茂名热电厂双曲线型自然通风冷却塔风压分布的风洞实验和全尺寸测量结果。该塔高90米,无塔肋。风洞实验给出了在均匀气流和大气边界层气流中,不同雷诺数和塔面集中粗糙度时的平均风压分布。全尺寸测量给出了雷诺数约为5.4×10~7时无肋塔内外壁面的平均风压分布。文中还讨论了风洞实验时模型表面适当布置粗糙度,可使低雷诺数时的实验结果应用于大雷诺数的问题。     

美国AIAA风洞试验管理标准浅析

国外大型风洞的运营已呈现出企业化发展模式.风洞试验管理直接关系到试验周期、质量和成本,影响研制型号的性能和竞争力.本文归纳了风洞试验发展的历史背景,简述了美国AIAA风洞试验管理标准制定的过程和内容,重点阐述了标准中的风洞试验理念和管理做法,分析了标准中映射出的美国风洞试验技术的先进点,为国内大型风洞生产性试验的科学管理和创新发展提供参考.     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

超声速PIV示踪粒子布撒技术研究

介绍了上海交通大学高超声速创新技术研究实验室为发展超声速PIV流场测试系统而开发的示踪粒子布撒技术。研究中设计了一套超声速风洞PIV示踪粒子布撒装置,提出了利用发生器罐体内的真空度吸入示踪粒子的加注方式,选定了测试流程时序并得到了较好的粒子布撒效果。通过比较不同的发生器罐注入压力对粒子布撒浓度的影响,得到了效果良好的测试方案。     

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2~0.6、攻角和侧滑角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

平面扩压叶栅流场犘犐犞与三孔尾迹探针对比测试研究

针对PIV技术在暂冲式高亚声速平面叶栅流场中遇到的示踪粒子投放问题,通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳定段前的撒播器,有效地使示踪粒子均匀地与主流混合,并成功开展了某扩压平面叶栅叶片槽道及出口尾迹可视化测量,获得了零迎角、进口马赫数0．2～0．8状态下的二维速度矢量场。为了验证PIV在叶栅流场测试结果的可靠性,在相同工况下,将PIV测量结果分别与数值计算结果和三孔尾迹探针测量结果进行了对比分析。结果表明：采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构,与数值模拟结果较为接近;PIV与三孔楔形尾迹探针在叶栅出口尾迹的测量所获得的气流速度和主流区的出口气流角重合性较好;尾迹分离区的出口气流角重合性略差,主要原因是尾迹区气流角超出了探针校准范围,这也说明了PIV测试技术优势。本文提出的PIV测量技术也可用于连续式叶栅风洞中。     

空客进行起落架噪声测量

位于德国不伦瑞克的DLR研究院根据空中客车A320起落架的全尺寸风洞试验数据进行分析,以测量噪声等级。对在德国Duth风洞进行的全尺寸起落架航空声学试验初步分析表明,测得的整体噪声与一些较安静的发动机     

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。     

国家大型结冰风洞运营管理研究

本文概述美国NASA结冰研究发展历程,探讨美国以IRT结冰研究风洞为核心的结冰研究体系,研究我国结冰风洞未来的发展战略,建议以国家大型结冰风洞为平台,组建"结冰研究中心",成立"中国结冰研究协会",制订和发布"国家结冰研究规划"等。