机械工程学报

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卫锋, 周正, 李莉, 贺旭照

2017, 31(6): 1-7. doi: 10.11729/syltlx20170049

[摘要](194) [HTML全文] (90) [PDF 7745KB](0)

摘要:
为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响，基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型，采用进气道节流系统，在来流马赫数3.0、3.5和4.0，迎角-4°~6°范围内，不同堵锥位置状态下获得了一体化曲外锥乘波前体进气道的表面压力分布及流场高清纹影。实验结果表明，实验模型在来流马赫数3.5和4.0时具备自起动能力；在0°迎角，来流马赫数3.5和4.0，最大抗反压能力分别约为24和33倍来流压力；侧滑角对一体化曲外锥乘波前体进气道的流量捕获和流动压缩性能影响相对较弱。曲外锥乘波前体进气道具有同超燃冲压燃烧室、高超声速飞行器进行一体化设计的特性。

超声速混合层中PIV粒子的湍流变动作用研究

陈小虎, 陈方, 刘洪, 沙莎, 逯雪铃, 张庆兵

2017, 31(6): 8-14, 21. doi: 10.11729/syltlx20160144

[摘要](270) [HTML全文] (224) [PDF 8725KB](0)

摘要:
对二维超声速气固两相混合层进行双向耦合，研究了粒子图像测速技术（PIV）中示踪粒子对超声速混合层的湍流变动作用。超声速气固两相混合层的气相采用大涡模拟，离散相采用拉格朗日颗粒轨道模型求解。结果表明：与无负载示踪粒子时的超声速混合层相比，小Stokes数示踪粒子在超声速混合层中的布撒减弱了流向湍流，而强化了法向湍流，使雷诺应力峰值增大了9.68%；大Stokes数示踪粒子对混合层的湍流脉动起到了一定的削弱作用，最大雷诺应力值只有无负载时的41.74%。大质量载荷时，大量示踪粒子的运动尾迹抹平了部分法向速度脉动，使最大法向速度脉动只有无负载粒子时的38.63%；中等质量载荷时，超声速混合层的法向速度脉动和雷诺应力峰值与无负载粒子时相近；而小质量载荷时，超声速混合层中心线及其附近的法向速度脉动得到较小的增强，而最大流向速度脉动却被削弱了19.29%。小Stokes数和中等质量载荷示踪粒子对原始无负载粒子时的流场影响相对较小，研究结论对高速流动PIV测试有着重要的参考价值。

长鳍波动推进流向涡结构PIV试验研究

张军, 白亚强, 翟树成, 张国平, 徐良浩

2017, 31(6): 15-21. doi: 10.11729/syltlx20170017

[摘要](172) [HTML全文] (109) [PDF 7074KB](0)

摘要:
鱼类的高效、低噪声、高机动游动为水下航行体推进技术研究提供了很好的启发与借鉴。尼罗河魔鬼鱼依靠长背鳍波动推进，可以在主体基本不变形下巡游，还可以通过改变波动方向敏捷地倒退或前进。对于这种推进模式国内外已经开展了一些仿生推进水动力实验研究，对流动涡结构也有一些数值计算研究，但对流动涡结构试验研究开展很少，因而数值计算方法也缺乏充分的验证。本文针对MPF（Median and/or Paired Fin，中央/对鳍）模式长鳍波动推进，采用相位同步PIV技术测量了系泊状态下首、中、尾部及尾流不同相位横截面流场，采用相位平均方法计算获得平均速度场，进一步提取分析了流向涡涡结构特征及其随相位的演变规律，为长鳍波动推进涡结构数值预报和水动力机理揭示提供了试验依据与支撑。

涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离影响的实验研究

李仁康, 王如根, 何成, 胡加国, 马彩东, 黄丹青

2017, 31(6): 22-28, 36. doi: 10.11729/syltlx20160195

[摘要](256) [HTML全文] (63) [PDF 10417KB](0)

摘要:
涡流发生器能有效控制叶栅通道内的流动分离。为探明涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离的控制效果，设计了不同周向位置的涡流发生器并进行实验。实验结果表明：涡流发生器通过其产生的尾涡改变通道内的旋涡结构，加强端壁区的低能流体与主流的掺混，抑制角区分离的形成进而达到了改善流动的效果。相对于原型叶栅，在-3°~3°迎角下加入涡流发生器后损失系数降低了5%~14%，气流转折角提高2.49°~3.15°。相对于方案A，涡流发生器远离吸力面0.15倍栅距时，角涡强度增强，气动性能下降；反之，接近吸力面0.15倍栅距时会增加角区额外损失，其流动控制效果较差。

液固两相湍流边界层相干结构的PIV实验研究

赵会灵, 孙姣, 轩瑞祥, 陈文义

2017, 31(6): 29-36. doi: 10.11729/syltlx20160199

[摘要](156) [HTML全文] (111) [PDF 15501KB](0)

摘要:
液固两相湍流是工业和工程中常见的流动状态，研究颗粒—湍流两相之间的作用规律和湍流调制的机理，对有效调控化工过程传热传质具有重要意义。采用粒子图像测速技术（PIV）对液固两相平板湍流边界层进行实验研究，分析在同一来流速度下加入固相颗粒和清水时水平板湍流边界层的平均速度剖面、湍流强度变化情况。通过空间局部平均速度结构函数和相干结构条件采样技术，提取并对比壁湍流相干结构"喷射"和"扫掠"事件的脉动速度、雷诺切应力以及展向涡量的二维空间拓扑形态。发现，同清水工况相比，湍流边界层缓冲层有变薄的趋势，对数律区内移，湍流强度和雷诺切应力均有所增强。相干结构在猝发时，脉动速度增强，雷诺切应力相对增大，展向涡量的发展受到促进，这表明实验中颗粒的存在使得湍流边界层中流体脉动增强，相干结构"喷射"和"扫掠"的强度相应增大，动量和能量的输运增强。

高超声速风洞连续变动压舵面颤振试验

季辰, 赵玲, 朱剑, 刘子强, 李锋

2017, 31(6): 37-44. doi: 10.11729/syltlx20170088

[摘要](292) [HTML全文] (124) [PDF 8867KB](1)

摘要:
为了研究舵、翼面高超声速颤振特性，中国航天空气动力技术研究院建立了高超声速风洞连续变动压颤振试验技术。对具有相同结构动力学和气动特性的舵面模型进行颤振试验，试验马赫数为4.95和5.95。试验中缓慢连续增加试验动压直至颤振发生，并由此获得颤振临界参数；采用短时傅里叶变换时频域分析法研究了试验中模型频率随动压变化的耦合特性，分析表明该模型在试验条件下发生了经典弯扭耦合颤振。试验中还采用亚临界试验数据对颤振余度法和阻尼外推法2种颤振边界预测技术进行了研究，2种方法在高超声速颤振试验中都显示了良好的预测精度。研究还表明，动压增加的速率对颤振边界的预测精度影响较小。采用红外热成像技术对模型的气动加热进行了研究，温度场测量显示舵面最高温度出现在舵根部前缘位置，舵前缘和舵面斜面中后部温度也较高；舵轴裸露在流场中的部分由于反射板附面层的影响其气动加热问题并不严重。

超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验

宋威, 鲁伟, 蒋增辉

2017, 31(6): 45-50, 70. doi: 10.11729/syltlx20170026

[摘要](237) [HTML全文] (144) [PDF 8219KB](1)

摘要:
采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究，试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程，并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律，试验马赫数Ma=1.5。研究表明：飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度，气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高，高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响，当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η₀分离进入"自由飞行"阶段后，两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制；弹体飞行迎角α=0°时，上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称，弹体飞行迎角α=-5°时，上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性，弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。

瑞利散射测速技术在高超声速流场中应用研究

陈爱国, 陈力, 李志辉, 李中华, 杨富荣, 李四新, 闫博

2017, 31(6): 51-55. doi: 10.11729/syltlx20170020

[摘要](174) [HTML全文] (87) [PDF 5156KB](0)

摘要:
采用基于法布里-珀罗干涉仪的干涉瑞利散射测速技术在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma5、Ma6、Ma12的流场速度和湍流度的测量，了解了瑞利散射速度和湍流度测量系统在高超声速流场中应用的情况，结果表明目前该风洞流场湍流度在1%以内，速度测量结果与流场校测偏差最大1.3%；对激波后返回舱模型绕流速度进行了测量，Ma6来流的测量结果与数值模拟结果吻合较好，而Ma12来流的测量结果与数值模拟结果相差69%，对原因进行了分析。在实验中发现目前Φ0.3m高超声速低密度风洞的流场存在一定程度的冷凝现象，并对后续研究工作提出了建议。

微小通道沿程压力测量方法研究

王昊利, 汪兵

2017, 31(6): 56-61. doi: 10.11729/syltlx20170050

[摘要](242) [HTML全文] (100) [PDF 6451KB](0)

摘要:
设计并搭建了一套微小通道沿程压力的测量系统，包括PMMA通道和压力方腔、微应变传感器及多通道应变仪等。利用注射泵的推进方法提供微通道静压，采用FCO510型高精度微差压计的测量值作为标准压力，通过多通道应变仪测量微通道方腔中各个应变片的应变值，从而建立标准压力和应变之间的标定函数。分别对3种微压芯片在80、70、60及50mL/min等4种不同流量下的压力分布进行了测量，压力分布具有良好的线性规律。不确定度分析表明压力误差的相对扩展不确定度范围为0.15%~6.82%，测量结果的有效性和可靠性较高。

基于增材制造的30CrMnSiA高速风洞试验模型设计及流固耦合分析研究

洪兴福, 叶成, 王林志

2017, 31(6): 62-70. doi: 10.11729/syltlx20170074

[摘要](289) [HTML全文] (144) [PDF 17725KB](0)

摘要:
增材制造技术可针对任意复杂形状的零件进行加工，制造周期和成本较低，具有传统机械切削加工所不具备的独特优势，在风洞试验模型制造中具有广泛的应用前景。针对高速风洞模型加工中常用的30CrMnSiA材料，开展了金属粉末制备、检测及材料试件的制造研究，在此基础上，利用测试件数据作为材料性能输入参数，结合增材制造工艺，设计了机翼为中空结构的AgardB模型，利用Ansys有限元分析软件，进行了该模型流固耦合仿真分析，并开展了优化设计，结果表明，中空机翼的模型结构能够满足高速风洞试验要求。

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

季军, 宋孝宇, 邓祥东, 郭大鹏, 李鹏

2017, 31(6): 71-77. doi: 10.11729/syltlx20160176

[摘要](303) [HTML全文] (118) [PDF 12992KB](0)

摘要:
详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术，该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术，利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力，避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍，地面调试及风洞试验表明：一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量，在经过进一步细节优化后，将形成成熟的试验能力，并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。

2.4m跨声速风洞推力矢量试验测力系统研制与应用

苗磊, 谢斌, 李建强, 李耀华, 黄存栋, 贾巍, 马涛

2017, 31(6): 78-85. doi: 10.11729/syltlx20160105

[摘要](174) [HTML全文] (89) [PDF 12161KB](1)

摘要:
推力矢量控制（TVC）技术能实现飞行器过失速机动飞行，使飞行器突破失速障、增强机敏性，在改善起降性能、巡航性能等方面具有重要作用。在2.4m跨声速风洞推力矢量试验中，采用3台六分量应变天平和2个独立的空气桥系统来实现飞机模型气动力和2个尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。推力矢量试验模型扁平外形使测力系统的布局及结构设计受到较大限制，狭小的模型内部需布置3台六分量天平、2套独立的空气桥系统及管路、支撑系统、压力测量系统等，采用传统方式无法完成如此复杂的系统设计，更无法完成高压条件下空气桥系统与测力天平的匹配设计。在测力系统的研制中，采用了一体化设计理念和刚度匹配设计方法，结合ANSYS有限元软件较好地解决了系统各部件的布局及结构优化等问题。天平校准结果和风洞试验结果证明测力系统满足推力矢量试验需求。

高超声速通气模型喷管出口气流参数测量试验技术研究

舒海峰, 何超, 郭雷涛, 许晓斌, 范孝华

2017, 31(6): 86-92, 99. doi: 10.11729/syltlx20160018

[摘要](218) [HTML全文] (75) [PDF 14154KB](0)

摘要:
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。

结冰风洞喷雾系统控制方法研究

李树成, 罗强, 陈旦, 黄威凯

2017, 31(6): 93-99. doi: 10.11729/syltlx20160036

[摘要](207) [HTML全文] (113) [PDF 7986KB](1)

摘要:
喷雾系统是结冰风洞的核心配套设备，主要用于模拟飞行器穿越云层飞行时的云雾环境。针对该系统结构复杂、控制精度要求高的特点，开展了压力和温度的控制方法研究。通过采用给定水泵转速、预置出入口调节阀开度和闭环调节出口调节阀开度的方法，解决了喷雾耙之间供水压力不一致及相互耦合的问题，实现了宽范围、高精度的供水压力控制。通过在准备阶段循环加热、在试验阶段变参数PID精确调温，实现了供水温度的精确控制。通过采用变比例系数快速PID调压和模糊自适应PID调温的控制策略，解决了供气系统压力和温度耦合及温度大滞后的问题，实现了供气压力和温度的精确控制。试验结果表明，控制方法有效，喷雾系统性能达到技术指标要求。

基于3D打印的风洞应变天平防护装置设计与应用

向光伟, 王超, 万利强, 米鹏, 王树民

2017, 31(6): 100-104. doi: 10.11729/syltlx20160114

[摘要](183) [HTML全文] (85) [PDF 3048KB](3)

摘要:
应变天平是风洞测力试验中的主要测量设备，对试验数据质量和运行效率具有重要影响。为了提高天平自身的防护性能，减少试验运行过程中的天平故障概率，提出了基于3D打印风洞应变天平防护装置的快速开发方法。分析了天平防护装置的需求，研究了3D打印天平防护装置的关键技术、设计因素与研制流程。开展了3D打印技术在设计优化验证和风洞试验天平防护装置研制2方面研究。分别设计了整体式水冷罩和组合式杆式天平防护装置。对于具有复杂内部结构的天平水冷罩，3D打印技术可以对设计优化结果进行验证评估。通过3D打印技术完成杆式天平防护装置研制，在风洞试验中对所使用的天平进行了防护应用。实际应用表明，防护装置可有效避免应变计及线路在校准、运输、模型装配和试验过程中损坏。相比传统机械加工，3D打印天平防护装置不仅能实现设计优化验证，而且可大幅降低加工周期和成本，促进了天平综合性能的提升。

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