AN INVESTIGATION OF HOT FILM SIGNALS ON LOCATING BOUNDARY LAYER TRANSITION

The abilities of several hot film signals, such as mean voltage, fluctuating voltage and oscillogram of voltage are comparatively studied to locate boundary layer transition. The features of these hot film signals are presented.

阵风发生装置流场测量与分析

以小型阵风发生装置为研究对象，采用二维热线风速仪，测量了不同工况下的阵风装置流场参数，给出了二维热线仪测量方案和在线角度修正方法，以及阵风幅值和波形稳定性计算方法。结果表明：采用风洞在线角度修正，可以提高二维热线的y向测量精度和测试效率；采用波形相位分析方法，可以满足阵风发生器产生的周期性波形的幅值和流场脉动量分析；阵风幅值与4～15Hz的叶栅摆动频率、8°～30°的叶栅摆动角度、50～100mm的叶栅弦长成正比关系；阵风波形的不稳定性（等相位速度脉动量）与叶栅摆动角度、来流速度有一定的线性关系，在本试验范围内随叶栅摆动角度、来流速度的增加而增加，同时，适当的叶栅摆动频率可以降低叶栅的波形不稳定性。研究结论对阵风发生装置研制及其流场测量具有一定的参考意义。

干热河谷区大跨度钢桁梁悬索桥颤振性能研究

针对某跨越干热河谷区深大峡谷的千米级钢桁梁悬索桥,通过节段模型风洞试验对其颤振性能进行了研究,确保了结构的颤振稳定性。首先,采用ANSYS软件对桥梁结构的动力特性进行了计算分析。然后,设计了相应的试验模型,并分析了竖弯阻尼比和扭转阻尼比对桥梁颤振性能的影响。最后,提出了一种气动优化措施使桥梁的颤振稳定性满足要求。研究结果表明:该钢桁梁悬索桥的颤振形态以扭转振动为主,因此,扭转阻尼比的改变对其颤振性能的影响将明显大于竖弯阻尼比;大风攻角来流下桥梁的颤振临界风速将会降低,如果封闭桥面系的中央开槽并在其下侧设置竖向中央稳定板,可以使该悬索桥的颤振临界风速满足颤振检验风速的要求。

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。

进口导向叶片热气防冰系统试验

通过设计导向叶片热气防冰试验方案,开展了针对不同的外部结冰来流参数条件下导向叶片的防冰试验研究.得到了不同防冰热气引气流量下导向叶片表面温度的变化情况,通过摄像记录了整个试验过程.了解了防冰热气引气流量不足情况下导向叶片前缘以及叶盆的结冰情况.试验结果对于分析叶片结冰状态下表面流动换热机理,优化设计叶片内部热气流道,提高进口导向叶片的防冰能力有重要参考价值.

商用车发动机舱流场仿真与风罩优化设计

为提升某商用车最大转矩点工况下的散热能力,利用CFD技术对机舱流场特性和冷却性能进行了研究。通过仿真结果与风洞试验对比分析,验证了网格尺寸和模型的可靠性。针对散热器上部和左右侧出现的热风回流现象,在原机标配护风圈的基础上,增添了导流罩,并基于CFD技术结合试验设计对其结构参数进行优化,仿真结果显示,加装导流罩后热风回流量大幅降低,并伴随冷却风量稍有提升。最后进行热平衡道路试验。结果表明:最大转矩工况下,加装导流罩后许用极限环境温度提升3.4℃,验证了导流罩的有效性。

大型结冰风洞热气供气防除冰试验技术

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

热风洞中涡轮叶片温度场红外热像测量方法

提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明：在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃气环境中的红外热像测量结果必须按工况进行修正.