基于在线虚拟风洞的空气动力学实验教学

空气动力学实验教学是培养航空航天专业学生创新实践能力、巩固理论知识的重要途径。受限于教学风洞设备体积大、价格贵、数量少等特点,学生很难获得充分锻炼。在线虚拟风洞可有效弥补传统实验教学不足,使大型教学设备进入每名学生的电脑,突破时间空间限制,让学生有更加充分的锻炼和实践,达到了很好的教学效果。本文主要介绍分析了传统教学手段的特点,在线虚拟风洞的原理、结构,以及基于虚拟风洞的线上线下融合式教学方法。

超声速混合层MHz级超高频流动可视化实验

研究发展了超高频基于纳米示踪的平面激光散射(nano-tracer planar laser scattering,NPLS)技术。基于多腔并联脉冲激光器技术、棱锥分光与短曝光相机集成技术以及高精度同步控制技术,实现了MHz级流场可视化和精细测量。采用超高频NPLS技术研究了对流Mach数Ma_(c)=0.17,0.26混合层流场,获得了时间序列的混合层高分辨率NPLS图像。采用阵列型涡流发生器开展流动控制研究,分析涡流发生器对混合层发展的影响特性。通过选取典型涡结构,分析了超声速混合层不同发展阶段的涡运动和发展演化规律。发现混合层中段的不稳定性发展阶段,涡结构以平移和旋转为主,伴随一定的拉伸;混合层后段以变形和破碎为主,有大量小尺度结构产生。并且小尺度结构会受到剪切、大尺度结构以及小激波的影响,发生明显的非定常运动。

粗糙物面引起的超声速边界层转捩现象研究

采用风洞实验和数值模拟方法研究平板表面圆柱形粗糙单元引起的M=3超声速边界层转捩问题。实验采用纳米粒子示踪平面激光散射技术(NPLS)对流动结构进行测量。共考察了1 mm、2 mm和4 mm三个不同的粗糙度条件。采用五阶精度加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)对风洞实验进行数值模拟和对比。实验及计算表明:粗糙元对边界层干扰后诱导了尾迹流向涡的形成,流向涡通过抬升机制产生剪切层和流向速度条带等不稳定结构;实验流动图像显示,剪切层不稳定在边界层转捩过程中起重要作用;随着粗糙元高度增加,流动分离范围和转捩区域明显扩大,转捩位置有提前的趋势。

超声速喷气式清洁灭火技术

探索新型、环保的灭火技术,是消防领域研究的重要发展方向之一。本文利用物质在超声速条件下极难燃烧的原理,设计一种能喷射超声速气流的灭火装置,利用廉价和充足的环境大气作为气源,为抗争火灾提供新的手段。文中对该技术的原理、设计以及验证进行了论述。该类新型灭火装置,不易对贵重的燃烧物造成破坏,在缺水或某些不适合用现有灭火手段的场合可以发挥作用,而且与现有灭火手段配合使用,能够提高灭火效率,降低对水资源的消耗及对环境的污染。

高超声速三角翼上横流不稳定性的实验研究

本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24-0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°-60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变大,传播角减小.

超声速平板圆台突起物绕流实验和数值模拟研究

高速飞行器表面不可避免的存在突起物并形成复杂流场,从而引起飞行器气动特性和热载荷的变化;同时,突起物是流动控制的重要方法之一,合适的突起物形状及安装位置对于改善冲压发动机进气道性能有重要意义.本文采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)研究了马赫3.0来流边界层为层流的平板上三个不同高度圆台突起物绕流流场,主要关注了突起物后方的尾迹边界层,并采用高精度的显式五阶精度加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)离散求解Navier-Stokes方程模拟了该流场.获得了超声速圆台绕流精细流场结构,观察到突起物后方尾迹区域边界层发展的过程.结合实验和数值模拟结果可以发现,当圆台高度接近或者小于当地边界层厚度时,突起物对边界层的扰动非常弱,圆台后方尾迹边界层能够维持较长距离的层流状态,在边界层转捩阶段也有清晰的发卡涡结构出现;反之,边界层受到的扰动明显增大,在突起物后方很快发展为湍流;风洞噪声对本文研究圆台引起的边界层扰动有一定影响,实验获得的边界层转捩位置要比数值结果靠前.基于NPLS流场图像,采用间歇性方法分析了圆台突起物后方边界层的特性,对于高度大于边界层厚度的圆台其间歇性曲线较为接近并且更加饱满,边界层的脉动也更为强烈.

超声速湍流边界层与圆柱相互作用试验

在超声速风洞中开展了湍流边界层与圆柱相互作用流场研究,试验马赫数为3.4和3.8。圆柱安装在试验段底板上,安装位置的边界层为充分发展的湍流边界层,研究了圆柱直径和高度对流场结构和压力脉动的影响。采用基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术获取了流向和展向流场精细结构,激波系和马蹄涡结构均可清晰分辨。通过展向流场图像可以发现干扰区内激波与湍流结构的相互作用具有明显的非定常性。采用动态压力传感器测量了圆柱前方相互作用区域的压力脉动特性,在激波足区域压力呈现11~38 kHz的宽频分布,推测主要由激波足与涡结构相互作用及滞止区涡结构的破碎引起。随着圆柱高度的增加,激波足附近测点对应的特征频率有所降低;上游测点则发现了0~3 kHz低频区能量的增强,这主要是由分离区引起的,表明在一定高度范围内高度的增加增强了流动分离。

超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究

在Ma=3.0的超声速风洞中,分别对上游边界层为超声速层流和湍流,压缩角度为25和28的压缩拐角流动进行了实验研究.采用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了流场整体和局部区域的精细结构,边界层、剪切层、分离激波、回流区和再附激波等典型结构清晰可见,测量了超声速层流压缩拐角壁面的压力系数.从时间平均的流场结构中测量出分离激波、再附激波的角度和再附后重新发展的边界层的增长情况,通过分析时间相关的流场NPLS图像,可以发现流场结构随时间的演化特性.实验结果表明:在25的压缩角度下,超声速层流压缩拐角流动发生了典型的分离,边界层迅速增长失稳转捩,并引起一道诱导激波,流场中出现了K-H涡、剪切层和微弱压缩波结构,而超声速湍流压缩拐角流动没有出现分离,湍流边界层始终表现为附着状态;在28的压缩角度下,超声速层流压缩拐角流动进一步分离,回流区范围明显扩大,诱导激波、分离激波向上游移动,再附激波向下游移动,分离区流动结构复杂,相比之下,超声速湍流压缩拐角流动的回流区范围明显较小,边界层增长缓慢,流场中没有出现诱导激波、K-H涡和压缩波,流动分离区域的结构也相对简单,但分离激波的强度则明显更强.

不同入射激波条件下激波与湍流边界层干扰的实验研究

本文在Ma=3.4超声速低噪声风洞中开展了不同入射激波条件下激波与来流壁面湍流边界层干扰的相关实验研究,得到了不同入射激波条件下的精细流场结构、壁面压力、壁面温度分布以及他们之间的相互关系.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)在单位雷诺数6.30×106m-1条件下获得了激波与湍流边界层干扰典型流场精细的瞬态流动结构图像,并对瞬态流动图像进行统计分析,得到的诱导激波振荡位置满足正态分布.同时利用大气数据系统得到了不同入射激波条件下干扰区的壁面压力分布,以及不同入射激波强度下分离区流动结构与壁面压力变化的关系.利用温敏漆(TSP)技术,得到不同入射激波条件下干扰区模型壁面温度分布,分析了激波与湍流边界层干扰过程中出现G?rtler涡引起的条带结构与入射激波强度的关系.

高分辨率激波/边界层干扰时间演化过程分析

采用基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术,探索了流场超高帧频成像测试研究的试验系统,主要解决了多个单脉冲激光器并联后的稳定性和合束、阵列CCD相机的整体设计和布局以及测试系统的同步精确控制等问题,通过对系统的时序和分系统调试,实现了测试系统的精确控制。基于此系统,在单位雷诺数为6.30×10^(6)/m的条件下,在马赫数为3.4的超声速低噪声风洞中开展了θ=20°激波发生器入射激波与来流壁面湍流边界层干扰相关试验研究。在试验条件下获得了序列连续时间相关的激波与湍流边界层干扰的瞬态流场精细结构图像,并分析了其流场结构的时空演化特性。