动态彩色纹影流动显示

对动态彩色纹影技术作了深入细致的阐述，并把此项技术广泛应用于超音速流场中捕捉激波等试验研究中，提供了一些实际应用的典型的流场彩色纹影照片，为波动理论研究提供了重要的实验图像（如波阵面的包波结构等）。     

LDV和PIV测速技术测量离心压气机内部流动的应用进展

离心压气机流场的精细测量对深入理解内部流动特征极其重要。传统的接触式流场测量技术存在空间分辨率低、堵塞效应严重、测量位置单一等缺陷,已经不能满足现代先进离心压气机的测量需求。激光多普勒测速技术（Laser Doppler Velocimeter,LDV）和粒子图像测速技术（Particle Image Velocimeter,PIV）作为两种典型的非接触式测量技术,具有测量精度高、适用范围广、非接触测量等特点,在离心压气机内部流场测量方面展现出巨大潜力。通过梳理国内外LDV和PIV测速技术测量离心压气机内部流动应用现状,介绍了LDV和PIV测速技术在离心压气机内流场测试方面的应用进展,着眼于试验方案、试验细节和技术难点,结合测量技术的未来发展趋势,从实际应用角度出发,对LDV和PIV测速技术在离心压气机内流场测量方面的应用进行了总结和展望。     

变密度平面叶栅风洞的设计与实现

为满足先进涡扇发动机对变雷诺数平面叶栅试验的需求,设计了亚/跨/超声速来流高效变换、雷诺数和马赫数独立调节、压气机和涡轮平面叶栅试验为一体、换热与冷却试验能力兼具的变密度平面叶栅风洞,提出了风洞的总体设计方案。文章详细介绍了风洞引射器、半柔壁喷管及试验舱等部件设计问题,分析了流场调试及典型叶栅试验结果。调试结果表明:采用的部件设计技术实现了变密度平面叶栅风洞的主要功能,试验雷诺数可低至3.1×105 m–1,具备开展低雷诺数平面叶栅试验的能力。风洞流场调试结果满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》（GJB 1179A—2012）,为研究亚/跨/超声速压气机和涡轮叶栅低雷诺数流动问题提供了重要试验平台。     

低雷诺数效应对0.6m连续式风洞性能影响

风洞试验中通常采用降低运行总压的方法来扩大风洞雷诺数模拟的下边界。同常压试验相比,在低雷诺数条件下,风洞流场是否存在明显变化,风洞流场品质是否满足指标要求,直接影响风洞试验数据的精准度。为了研究低雷诺数效应对0.6m连续式跨声速风洞性能（包括轴流式压缩机性能、总压及马赫数控制精度、流场均匀性）的影响,调试人员在0.6m连续式跨声速风洞中开展了大量相关试验,本文在对试验结果进行整理、分析的基础上,给出了Re对风洞性能的影响。结果表明:（1）Re对压缩机性能、总压控制精度、马赫数控制精度、流场均匀性都有明显影响,当Re_c<5×105（c=0.1√A）时,雷诺数效应明显,且Re越小,影响越大。（2）0.6m连续式跨声速风洞能够真实、准确反映Re对风洞流场性能和测力试验数据的影响规律,是开展高空低雷诺数飞行器、翼型、发动机等性能研究的理想地面模拟试验平台。     

聚焦激光差分干涉法测量超/高超声速流动的进展

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI）作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段，适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发，介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性；梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求，对典型FLDI技术做出的一系列改进；介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场（包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等）测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力，为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。     

旋转坐标系下三维MUSCL格式的构成

MUSCL格式是近年来新发展的许多高分辨率格式之一，但直接将该格式应用到旋转坐标系时，会使计算发散或得到非物理解，不能计算旋转机械的内部流场。本文在原有MUSCL格式的基础上，根据旋转坐标系下雷诺平均N－S方程，重新构成了MUSCL格式，并且与原有MUSCL格式进行了比较，分析了两者相同与不同之处，利用该格式对两个典型算例（旋转直管和跨音速压气机）进行了计算，通过与试验结果对比表明，重新构成的MUSCL格式能够计算包括跨音速气机在内的复杂旋转机械流场，从而扩展了MUSCL格式的应用范围。     

电弧加热器湍流平板试验流场计算分析

近年来新发展的变迎角方法增加了电弧加热器湍流平板试验的可控参数，大幅提升了试验模拟能力，但同时也增加了状态调试的复杂性。本文基于FLUENT软件，采用CFD方法分析了不同试验工况下的流场特性。通过与典型试验状态的测试数据比较，验证了计算方法的有效性，定量地给出不同弧室压力和模型迎角条件下校测平板表面主要气动热参数分布，结合流场激波反射、干扰和附面层分离等现象，总结分析了试验控制参数的影响规律，并根据研究结果提出了试验的基本原则。     

基于动量交换的稳态总压畸变模拟方法研究

为高效快速地模拟稳态总压畸变,基于气流动量交换机理开展了畸变生成方法研究。建立了流场稳态总压畸变控制模型,研制了该型畸变发生器技术验证机,搭建地面畸变模拟试验台,在地面演示验证生成了3个典型构型稳态总压畸变流场,模拟误差为2.7%～5.2%。试验研究表明:基于动量交换机理的空气喷流式畸变发生器直接面向流场构型生成期望的稳态总压畸变,能通过“软调节”控制主流区喷射流位置及大小,快速模拟任意流场畸变,成本低,具有工程使用价值。     

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

航空发动机燃烧室内的燃烧组织是高温高压受限空间内多级旋流复杂流场结构的气动、燃油雾化、蒸发、油气混合和燃烧化学反应多场耦合过程,而其流场特性影响雾化和燃烧过程,从而对燃烧室的燃烧性能具有决定性影响。对燃烧室内复杂强旋流流场组织机理的认识和高精度测试一直是发动机燃烧室研制过程中的难点之一。本文针对光学可视模型燃烧室试验件设计方法及典型发动机燃烧室的流场组织机理和特性进行总结,希望给发动机燃烧室研制过程中光学模型燃烧室试验件的设计提供一定的借鉴,深刻认识目前两类典型的传统旋流杯模型燃烧室和基于分区分级耦合燃烧技术的新型燃烧室的流场特性,促进航空发动机燃烧室的研制。     

高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程,开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟,与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证,研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题,分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:（1）风洞试验段来流离解度高,热化学非平衡效应及其冻结现象严重;（2）热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间,分布合理,验证了计算方法和程序的正确性;（3）试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响,模型与喷管出口的距离越大,模型表面压力和热流越低;（4）当驻室总压较低时,通过双尺度模拟准则（模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ_∞L）外推热流失效,使用部分模拟准则（模拟飞行条件总焓和驻点压力）外推热流也会出现较大差异,在非催化条件下这一现象更加明显;（5）当驻室总压较高时,使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件,产生的热流差异明显减小。     

基于飞秒激光电子激发标记测速技术的剪切流场速度测量

流场速度测量精度会影响飞行器气动性能的预测精度,常用的基于激光技术的非接触式速度测量方法已不能完全满足流场速度高精度测量需求,飞秒激光电子激发标记（Femtosecond Laser Electronic Excitation Tagging,FLEET）测速技术有望解决这一问题。利用钛蓝宝石飞秒激光器搭建了FLEET测速系统,分析了流场中的N₂分子在飞秒激光激发下的电子荧光光谱;基于FLEET测速系统,在射流剪切装置上开展了剪切流场速度测量实验,通过调节高速通道的流量/压力获得了不同速度分布的流场,开展了不同流场速度（30～170 m/s）下的FLEET测速实验;研究了延迟时间对流场速度测量的影响。结果表明:随着延迟时间增加,荧光图像会由于等离子体的扩散而发生弥散;FLEET荧光信号衰减会使信噪比有所降低,但不同延迟时间下得到的流场速度分布形态基本一致;FLEET技术在有效荧光寿命范围内具有足够的准确性应用于剪切流场速度测量。     

发射箱压力波传播的数值分析及试验验证

利用计算流体动力学方法建立了发射箱内燃气流场计算分析模型,对火箭弹发射时箱内压力波传播进行了数值分析,获得了箱内前后出口处的流场压力。通过合理的设计开盖压力,能可靠实现发射箱前后盖的自动开启。经飞行试验验证,数值分析结果与试验情况吻合良好,表明箱内燃气流场计算分析模型的正确性。     

多孔压敏荧光粒子的制备与流场压力/速度测量的性能表征

开发了一类微米级压敏荧光粒子。该粒子由表面多孔的空心二氧化硅（SiO₂）粒子与压敏荧光材料（PtTFPP和Ru（dpp））融合而成。通过浸染方法使压敏荧光分子附着于粒子上,形成多功能示踪粒子,从而将粒子图像速度场测量技术（Particle Image Velocimetry,PIV）与压敏漆（Pressure Sensitive Paint,PSP）技术相结合,发展了一种流场压力与速度同步测量的技术,为流体力学研究提供一种崭新的实验测量手段。利用PSP静态与动态标定系统,对压敏粒子的信号强度、压力敏感性与压力响应时间进行了测量,研究了不同粒径和不同材料对压敏粒子性能的影响。测量结果表明,制备的压敏粒子具有较好的压力敏感性,其压力响应时间区间为40~70μm,符合测量流场瞬态压力的需求。分析了粒子在流场中的跟随性能,其中2μm粒子松弛时间为7.5μs,有较好的跟随性能。     

飞机亚音速非对称运动流场数值计算

本文以飞机亚音速对称运动（仅小攻角）流场数值计算为基础，采用涡格法理论开发飞机亚音速非对称运动（小攻角、小侧滑角、小角速度）流场特性数值计算。本文特点：从毕－萨公式出发推导的涡格法流场诱速公式比面涡法简便；采用多坐标系，详细推导了各坐标系转换公式；将复杂的干扰流场简化为一阶干扰和二阶干扰效应，并仔细推导了相应的流场诱速计算公式。已在ＩＢＭ－４３４１计算机上建立了流场计算实用性程序，既可单独运算，也可联入我国外挂物投放／发射过程数值仿真系统（ＣＳＳＰ）串联运行，提供所需流场特性。以Ｊ－ＸＸ型号飞机和两个翼身组合作为算例，定性分析了非对称运动流场计算规律；将两个翼身组合体对称动动流场特性计算值与实验值进行了比较。飞机亚音速非对称运动流场特性计算比对称运动情况更为复杂，难度更大。该工作对进一步开发ＣＳＳＰ系统具有重要价值。     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞.对NF 6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力.通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力.NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力.     

共轴刚性旋翼悬停流场的PIV风洞试验研究

使用粒子图像测速(Particle image velocity,PIV)技术对2 m直径共轴刚性旋翼悬停流场进行了风洞试验研究。在所搭建的共轴刚性旋翼试验台上,对1 100 r/min和1 860 r/min两种转速,8°和10°两种总距下的共轴刚性旋翼流场进行了测量,并测量了单独上旋翼相同状态下的流场。通过对试验数据进行处理,得到了不同状态下桨尖涡的脱落轨迹以及流场速度矢量图。同时通过对比分析,研究了共轴刚性旋翼之间的气动干扰现象,并指出了上旋翼桨尖涡尾迹通过下旋翼桨盘时的"二次收缩"效应。     

跨声速风洞专用开孔壁试验段实验研究

为满足型号试验需求,2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m（宽×高）的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险,以0.24 m×0.20 m跨声速风洞（2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞）为实验平台,采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件,并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行,且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响,研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时,专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σ_M≤0.01（0.4≤Ma＜1.0）、σ_M≤0.02（1.0≤Ma≤1.2、1.4）设计指标要求,并且在Ma≤1.0时,σ_M达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持,也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。     

用PDA测量两相湍流流场时固体粒子的选择

激光法测量两相流是近年来开发的一项新技术，测量过程中需要存在合适的粒子。本文研究了用三维粒子动态分析仪（ＰＤＡ）测量气固两相湍流流场时固体粒子的选择问题。试验过程中，运用几种不同的粒子作为煤粉粒子的模拟粒子进行测量和比较，结果表明：（１）粒子的特性参数是影响测量精度的重要因素之一；（２）测最气固两相湍流流场中粒子的运动特征时，应尽可能选择形状较规则、折射率大、尺寸分布合理、不易粘结且易于收集同时接近所要模拟的粒子性能的固体粒子，必要的时侯应结合粒子性能对测量结果进行修正．     

PDPA技术在圆管射流测量中的应用

采用激光相位多普勒技术（ＰＤＰＡ）和传统热线对圆管射流进行试验研究,试验结果表明：ＰＤＰＡ技术具有精度高、动态响应快、不干扰流场等特点;自由剪切湍流的扩展率ｄｙｃ／ｄｘ＝０．０８０１,完全自模拟特性区在ｘ／Ｄ＞８。     

冲击射流火焰流场的LDV实验研究

搭建了基于激光多普勒测速仪（LDV）的冲击射流火焰流场实验平台,开发了固态粒子发生器、粒子回收装置和精密位移机构等装置,对单孔喷嘴（功率200W）、同轴喷嘴（功率1200W）的自由射流火焰流场和冲击射流火焰流场进行高精度测量,测量数据具有较高的准确性和可重复性。在冲击射流模式下,利用多个位置点的平均速度分量测量值进行流场重构,获得了冲击射流火焰流场基本特征。实验发现:在靠近冲击壁面区域距中心滞止点约1倍喷嘴直径处出现水平方向速度峰值,该点处可能会形成短冲击距离下换热强度的第二次峰值。在同轴射流工况中,外环同轴射流和中心射流间存在一个内部剪切混合层:在自由射流火焰模式下,该混合层随着射流的发展而耗散;在冲击射流火焰模式下,由于受到滞止区的作用,混合层向外扩张。