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JF-22超高速风洞理论基础与关键技术
1
作者 姜宗林 韩桂来 +6 位作者 汪运鹏 刘云峰 苑朝凯 罗长童 王春 胡宗民 刘美宽 《航空学报》 北大核心 2025年第5期136-151,共16页
国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发... 国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发动机试验的风洞试验能力依然不足,国家自然科学基金委员会国家重大科研仪器项目支持的JF-22超高速风洞的研制成功是一个重大突破。首先,综述了高超声速风洞研发的需求背景,介绍了基于工程实际的4项基本需求。并针对热化学反应气体流动,论述了空气动力学试验模拟准则从“流动相似”到“飞行条件复现”变革的必要性。然后,阐述了爆轰驱动超高速激波风洞理论,由此建立的激波风洞关键技术,及其解决的工程问题。最后,总结了在这个理论基础上构建的JF-22超高速风洞技术体系及其达到的主要性能指标和风洞调试结果。这些风洞调试结果既是对爆轰驱动超高速激波风洞理论的验证,也是对JF-22超高速风洞技术体系的综合考核。JF-22超高速风洞的高流速、高总温、高总压特色及其宽速域与宽空域性能,对于开展吸气式高超声速发动机与天地往返可重复使用空天飞行器的研发,推动高温气体动力学科前沿的拓展具有重要意义。 展开更多
关键词 正向爆轰驱动 化学反应气体流动 超高速激波风洞 激波膨胀加速 吸气式高超声速发动机 空天飞行器
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跨域飞行器结构与变构型设计技术进展与挑战
2
作者 朱继宏 韩嘉诚 +4 位作者 谷小军 张亚辉 王骏 侯杰 张卫红 《航空学报》 北大核心 2025年第18期270-301,共32页
跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同... 跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同变构型是其中的关键技术与必要手段。以变构型为主线,从与之相关的飞行器基础构型、变体方式、变体结构优化与热防护4个方面论述了实现跨域飞行的概念性路线,分析了现有研究对跨域飞行器设计提供的技术铺垫和参考价值,并综述了各自的技术进展与挑战。首先,介绍了几种有应用潜力的基础构型,对比了其气动性能、容积率等方面的差异;其次,按照机翼和头锥部位变体分类,分析了不同方案的结构设计和气动影响;接着,从提高变体结构变形、承载与防热性能的角度,介绍了系统布局优化、构件拓扑优化与材料-结构多尺度优化和被动、主动热防护结构设计;最后,总结了目前跨域飞行器结构与变构型设计工作仍面临的挑战与难题,展望了相关研究在未来的发展方向。 展开更多
关键词 跨域飞行器 变构型 结构优化 轻量化 热防护技术
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高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
3
作者 陈爱国 田颖 +4 位作者 王杰 杨彦广 李志辉 李中华 李震乾 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期46-53,共8页
稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给... 稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给出了在某风洞中开展的喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度测量结果。重复性测量结果表明:转动温度最大相对不确定度为0.26%,振动温度最大相对不确定度为0.8%;Ma=12和16锥形喷管出口截面上的转动温度与振动温度分布特征体现了锥形喷管膨胀流动的特点,而各喷管在3个不同状态的测量结果表明:随着稀薄度增加,振动温度与转动温度的偏差会越大,热力学非平衡现象也越突出。 展开更多
关键词 电子束荧光 稀薄流场 转动温度 振动温度 低密度风洞
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来流温度对气动热的影响及关联方法初步研究
4
作者 赵金山 张志刚 +6 位作者 石义雷 李维东 肖雨 陈挺 粟斯尧 王勇 廖军好 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期23-31,共9页
边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流... 边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流和湍流流态下气动热的主要影响参数;然后针对高超声速飞行器标模外形,在相同马赫数、雷诺数条件下,分别开展固定壁温/壁温比的数值模拟,对比分析了来流温度对气动热系数的影响规律;最后基于边界层近似解理论,分别针对层流和湍流流态建立了考虑当地边界层外缘参数影响的气动热关联换算方法,并在不同温度条件下,对量热完全气体假设下的气动热计算结果开展了关联换算。 展开更多
关键词 气动热环境 来流温度 无量纲 关联换算
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电弧射流中常用量热计测量误差分析
5
作者 许考 陈连忠 +1 位作者 陈智铭 欧东斌 《气体物理》 2025年第2期50-60,共11页
根据冷壁热流密度测量值的高低,通常使用塞式量热计、改进的塞式量热计和水卡量热计测量电弧射流流场中模型表面热流密度。由于上述量热计与隔热套及模型之间不可避免地存在传热,或隔热套的热解烧蚀,引起热流密度测量误差。将初始的冷... 根据冷壁热流密度测量值的高低,通常使用塞式量热计、改进的塞式量热计和水卡量热计测量电弧射流流场中模型表面热流密度。由于上述量热计与隔热套及模型之间不可避免地存在传热,或隔热套的热解烧蚀,引起热流密度测量误差。将初始的冷壁热流密度转变至不同时刻的热壁热流密度,并作为对应时刻的边界条件进行非稳态传热计算,对于塞式量热计和改进的塞式量热计,可根据计算的测试端各时刻温度变化计算出新的热流密度值;而对于水卡量热计,可根据稳定时刻进出水温差计算出热流密度值。计算的热流密度值与初始的冷壁热流密度值对比,可以获得3种量热计热流密度测量误差,该方法可以用于指导防热试验的热流密度测量。 展开更多
关键词 电弧射流 量热计 热流密度测量 误差分析 非稳态传热
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合成双射流控制水滴轨迹特性实验 被引量：2
6
作者 高天翔 罗振兵 +2 位作者 周岩 彭文强 程盼 《航空学报》 北大核心 2025年第4期39-50,共12页
为进一步发展合成双射流防除冰技术,搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台,通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对水滴轨迹的影响。以水滴受到射流影响375μs后的水平速... 为进一步发展合成双射流防除冰技术,搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台,通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对水滴轨迹的影响。以水滴受到射流影响375μs后的水平速度作指标,评估射流对水滴轨迹特性的影响。激励器与水滴不存在相对运动(转盘静止)时,速度从驱动信号幅值为60 V时的0.65 m/s增大至165 V时的2.29 m/s,增长趋势呈线性。水滴产生时射流所处相位对水滴的轨迹影响较大。保持165 V的驱动信号幅值,不同射流初始相位下的速度可从1.11 m/s变化至4.98 m/s。当合成双射流激励器以4.4 m/s的线速度接近水滴时(通过转盘转动实现),速度从驱动信号幅值为60 V时的1.57 m/s增大至驱动幅值为165 V时的3.25 m/s;并且圆盘本身的转动对速度的影响很小。此外,圆盘转动时速度随射流初始相位的变化相比转盘静止时有一个时间差,但总体变化趋势相近,并且转盘转动时对应的速度更大。实验中射流均能够使得水滴的速度在极短时间内提升至与水滴产生区域射流速度相近的量级。转盘以更高速度转动时(实验中激励器与水滴最大相对线速度可达22.0 m/s),合成双射流仍对水滴轨迹有明显影响。 展开更多
关键词 合成双射流 水滴轨迹 防冰 高速摄影 PIV测试
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六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
7
作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量：1
8
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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分布式烧蚀形貌对高超声速平板边界层不稳定性影响 被引量：1
9
作者 李学良 李创创 +2 位作者 张亚寒 苏伟 吴杰 《航空学报》 北大核心 2025年第2期69-89,共21页
高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后,呈现出分布式粗糙元形貌,而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学φ0.5 m马赫数6高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验,研究了光滑工况及... 高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后,呈现出分布式粗糙元形貌,而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学φ0.5 m马赫数6高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验,研究了光滑工况及高度为0.5、1.0、1.5、2.0 mm的分布式粗糙元表面工况下高超声速平板边界层内不稳定波的演化规律,开展了单位来流雷诺数5.39×10^(6)~1.72×10^(7) m^(-1)系列来流工况研究,明晰了分布式粗糙元高度因素、来流雷诺数对平板边界层不稳定性的影响。试验结果表明,在分布式粗糙元工况下,主导边界层不稳定性的仍为第二模态不稳定波,频率范围约位于60~120 kHz。对于高度低于当地边界层厚度的分布式粗糙元,高度因素对高超声速平板边界层的转捩位置影响较小。分布式粗糙元高度对高超声速平板边界层内第二模态不稳定波沿流向传播速度的影响是非单调性的,存在影响最大的临界高度。不同雷诺数来流条件下,光滑、粗糙工况下的第二模态波特征演化规律基本一致,且不同高度粗糙元工况在相同来流雷诺数下的边界层转捩位置区别不大。 展开更多
关键词 高超声速 烧蚀形貌 边界层转捩 不稳定性 平板模型 风洞试验
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极低风速标定系统设计与调试
10
作者 周廷波 张正科 +3 位作者 田永强 郗忠祥 张国彪 高超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期237-257,共21页
针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。... 针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明:速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9℃,达到设计指标1℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。 展开更多
关键词 极低风速 标定系统 速度控制 温度控制 湿度控制 热线标定
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气体质量引射对钝锥俯仰特性的影响
11
作者 梁彬 赵俊波 +4 位作者 付增良 周家检 周平 张石玉 孙玮琪 《航空学报》 北大核心 2025年第3期260-268,共9页
采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表... 采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表明:引射气体质量流量升高,产生较小量的低头力矩;引射作用耦合模型运动周期性变化时,模型俯仰动稳定性导数变化规律明显;引射流量保持恒定时模型俯仰动稳定性不变,结果与无引射作用时一致。 展开更多
关键词 钝锥 烧蚀 质量引射 动稳定性 风洞试验
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面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
12
作者 付增良 张石玉 +5 位作者 周家检 梁彬 赵俊波 周平 孙玮琪 张宇航 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期53-60,I0002,共9页
面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为... 面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为研究对象,在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验,设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统,成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)机动试验,实现了控制特性评估与控制律对比、验证,为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行试验 控制特性评估 控制律 高速飞行器
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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
13
作者 王宏伟 黄湛 +4 位作者 张骞 李晓辉 石伟龙 任少洁 康国剑 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期1-10,共10页
以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大... 以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光干扰,由此获得高速运动条件下的高信噪比粒子图像,进而发展建立了高温强自发光流动粒子速度测量技术。基于该技术,在总温范围为2150~3570 K条件下,对平均名义粒径分别为20、50μm的Al_(2)O_(3)粒子和石墨粒子开展了粒子速度场测量。结果表明:对于同种粒子材料,总焓提升可以有效提升侵蚀粒子的出口速度分布,其中Al_(2)O_(3)粒子在2150、2770、3570 K条件下的出口平均速度峰值分别为1302、1421、1527 m/s;对比分析发现,石墨粒子虽然具有较大直径,但因其密度较低,出口平均速度峰值可达1539 m/s;侵蚀粒子射流出口速度流向平均值沿径向(x方向)的分布近似正态分布;由于电弧加热器出口流场为自由大气环境,侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界,剪切边界跨度最小为35.5 mm、最大为45 mm。通过系统对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布,本文揭示了射流边界特性,为粒子侵蚀试验的精细化评估提供了数据支撑。 展开更多
关键词 自发光干扰 粒子侵蚀 电弧加热器 速度场测量 粒子图像测速 窄带滤光
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全声衬低湍流度低噪声工程型风洞降噪设计技术试验研究
14
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 茹履京 郭昊 梁温馨 舒宜丰 张奥喆 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期1-21,I0001,共22页
为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方... 为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方案。参考DNW-LLF风洞的设计经验,并结合D5风洞试验结果,BHAW风洞在保持高流场品质的同时,采用洞体全声衬声学处理方案。具体措施包括:风扇段采用微穿孔板(穿孔率2%)加600 mm厚吸声材料,抑制中低频旋转噪声;风洞流道布置200 mm厚吸声材料;第一扩散段在穿孔板外铺设透声毛毡(厚度3 mm),以降低摩擦再生噪声;4个拐角实施创新性双面声衬、中间微透气的双圆弧导流片;集气口段采用收缩角度8°的穿孔板加吸声棉,并在外表面包裹透声毛毡,以削弱冲击噪声。风洞测量结果表明:在不同风速下开口试验段模型区的湍流度为0.07%~0.095%,闭口试验段模型区湍流度为0.041%~0.046%(小于0.05%的设计指标),开口试验段湍流度约为闭口试验段的1.7~2.1倍。在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)(小于75 dB(A)的设计指标)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI低0.6~1.0 dB。 展开更多
关键词 气动声学风洞 全声衬 微穿孔板 主动隔振 噪声控制 风洞实验
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来流总温对高超声速边界层转捩影响试验研究
15
作者 李强 万兵兵 +1 位作者 庄宇 赵金山 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期86-93,共8页
壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-... 壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-1),总温分别为1 332.2和956.6 K。在保持来流马赫数、雷诺数、扰动水平和壁温基本一致的条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响。通过点热流传感器测量转捩位置,采用高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性。将γ-Reθ-MT修正转捩模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果分别与试验结果进行对比。结果表明,采用γ-Reθ-MT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;通过PCB传感器测量的压力脉动与线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了该风洞条件下高低总温2个流场的第2模态波频谱特性。 展开更多
关键词 转捩 风洞试验 脉动特性 来流总温 线性稳定性
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BOS测量密度场泊松方程源项快速计算方法
16
作者 张建 张征宇 +4 位作者 杨洋 钱丰学 李小霞 王材钢 罗家杰 《航空学报》 北大核心 2025年第17期59-70,共12页
背景纹影(BOS)是非接触测量流场密度的重要手段,通常采用有限差分法求解泊松方程计算投影密度场,但现有方法计算泊松方程源项(即网格节点上光线偏折角的一阶偏导数)耗时长、突变处精度差。为此,提出基于BOS测量密度场的泊松方程源项快... 背景纹影(BOS)是非接触测量流场密度的重要手段,通常采用有限差分法求解泊松方程计算投影密度场,但现有方法计算泊松方程源项(即网格节点上光线偏折角的一阶偏导数)耗时长、突变处精度差。为此,提出基于BOS测量密度场的泊松方程源项快速计算方法。基于BOS各测量点的光线偏折角数据,创建测量点坐标与光线偏折角场间的哈希函数,旨在快速查找以给定点为中心的局部区域BOS测量点集合及其光线偏折角;建立光线偏折角场中偏折角突变测量点捕捉方法,按突变测量点划分区域,推导并构造区域内偏折角插值型求导公式,基于哈希表和插值型求导公式,分别计算各区域均匀网格节点上光线偏折角的偏导数。仿真试验结果表明:较现有泊松方程源项计算方法,本方法的残差绝对值减小了56.66%,峰值误差减小了75.8%。风洞试验结果表明:较现有方法,本方法解得的空腔模型密度场更精细,加速比为411.85;2 m超风洞“7°(半锥角)的锥柱体模型和某声爆模型”头部微弱激波的测量结果与理论值吻合,激波两侧密度比的最大相对误差为3.9%,流场密度解算正确。因此,本方法提高了密度场测量的速率、精度与微弱激波捕捉能力,工程应用价值大。 展开更多
关键词 密度场重建 光线偏折角 背景纹影 泊松方程 哈希函数
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压缩拐角激波边界层干扰对壁面的加热效应
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作者 蔡琛芳 沙心国 +3 位作者 张隽研 梁彬 时晓天 袁湘江 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第1期122-127,133,共7页
为探索压缩拐角壁面非定常高热流产生原因,利用实验和数值模拟相结合的手段,研究马赫数5状态下,42°压缩拐角导致的复杂激波运动对壁面的加热效应,实验结果表明,流场中存在非定常强激波相互干扰,激波在壁面动态扫掠,数值计算结果表... 为探索压缩拐角壁面非定常高热流产生原因,利用实验和数值模拟相结合的手段,研究马赫数5状态下,42°压缩拐角导致的复杂激波运动对壁面的加热效应,实验结果表明,流场中存在非定常强激波相互干扰,激波在壁面动态扫掠,数值计算结果表明伴随分离激波的角度增加,激波从正常反射向马赫反射转变,流场中出现复杂波系,近壁区产生正激波,波后壁面温度急剧升高,最大可升高至5倍来流温度,压力升高为90倍来流压力,对壁面产生强加热效应;保持分离激波角度不变,改变马赫数同样会导致复杂波系产生,且温度峰值、压力峰值位置从第一斜面移动到第二斜面。由此可见,压缩拐角激波边界层干扰中激波相交形式改变是压缩拐角壁面产生高极值热的重要因素。 展开更多
关键词 压缩拐角 复杂激波 正常反射 马赫反射 加热效应
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连续式跨声速风洞流场湍流度测量试验研究
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作者 朱博 陈吉明 +1 位作者 吴巍 裴海涛 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期97-105,共9页
使用恒温式热线风速仪(CTA)完成了0.6 m连续式跨声速风洞换热器入口至试验段流场湍流度测量;采用二维热线探头旋转方法,完成了换热器入口至稳定段出口的低速流场三维湍流度分布测试;采用一维探头连续变热线过热比方法,完成了试验段跨声... 使用恒温式热线风速仪(CTA)完成了0.6 m连续式跨声速风洞换热器入口至试验段流场湍流度测量;采用二维热线探头旋转方法,完成了换热器入口至稳定段出口的低速流场三维湍流度分布测试;采用一维探头连续变热线过热比方法,完成了试验段跨声速流场湍流度测试,测试流场最高马赫数为1.5。研究结果表明:换热器段和稳定段是重要的降湍部段,均可降低湍流度90%以上;稳定段阻尼网从3层增加至5层,可降低稳定段湍流度50%,降低试验段湍流度17%;采用CTA连续变热线过热比方法可获得试验段可压缩流场的扰动图(反映试验段流场的扰动特征)和湍流度值,马赫数为0.4时流场扰动图呈现一阶线性特征,马赫数为0.7时流场扰动图呈现双曲线特征。实验结果可为连续式跨声速风洞流场湍流度评估和优化提供依据。 展开更多
关键词 湍流度 连续式跨声速风洞 流场扰动 可压缩流 热线风速仪
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基于无监督学习的飞行器表面网格平滑方法
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作者 王志超 陈新海 +3 位作者 邓亮 刘杨 庞宇飞 刘杰 《航空学报》 北大核心 2025年第10期94-104,共11页
在面向飞行器设计的数值模拟中,网格平滑方法是提升前处理流程中网格质量、减少模拟误差的重要手段。传统的优化式平滑方法受限于复杂的迭代求解过程,存在内存开销大、计算效率低等问题。为解决该问题,已有的智能化平滑方法采用神经网... 在面向飞行器设计的数值模拟中,网格平滑方法是提升前处理流程中网格质量、减少模拟误差的重要手段。传统的优化式平滑方法受限于复杂的迭代求解过程,存在内存开销大、计算效率低等问题。为解决该问题,已有的智能化平滑方法采用神经网络拟合平滑过程,能够实现平滑效率、质量的平衡。然而,已有的方法在应用到三维表面网格时通常采用投影操作或有监督学习来保证网格点的贴体性,引入额外的计算或数据生成开销。基于无监督学习技术、局部曲面拟合,搭建了面向飞行器表面网格的智能化平滑代理模型GMSNet3D。模型设计了面向表面网格平滑的无监督损失函数,实现了无须高质量监督数据下的智能训练;模型还创新性地引入局部曲面坐标变换来保证平滑后网格点的贴体性。实验结果证明,GMSNet3D采用的局部曲面坐标变换方法相比已有方法的投影操作实现了13.82倍的加速比;同时,在保证网格平滑质量的同时,GMSNet3D相比传统的优化式平滑方法实现了29.81倍的优化效率提升。 展开更多
关键词 飞行器设计 网格平滑 局部曲面拟合 优化式平滑方法 无监督学习
原文传递
高超声速剪敏液晶强反光抑制摩阻预示
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作者 陈勇富 曹长强 +2 位作者 文帅 刘春风 纪锋 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期1-8,共8页
在高空高速条件下,准确的摩阻预示对飞行器气动性能至关重要。虽然光学非接触剪敏液晶技术在摩阻测量中优势明显,但仍存在诸多制约因素。针对高超声速风洞试验中由模型姿态和曲率变化引起的剪敏液晶涂层摩阻测量图像过曝光问题,研究了... 在高空高速条件下,准确的摩阻预示对飞行器气动性能至关重要。虽然光学非接触剪敏液晶技术在摩阻测量中优势明显,但仍存在诸多制约因素。针对高超声速风洞试验中由模型姿态和曲率变化引起的剪敏液晶涂层摩阻测量图像过曝光问题,研究了液晶涂层的表面光学特性,开展了基于光度学原理的光学系统设计,优化了液晶涂层的镜面反射因子响应特性,实现了不损失色彩还原度的强反光效应抑制,消除了液晶彩色图像中的过曝光干扰,建立了可在单次试验过程中获取多迎角变化的模型表面摩阻测量方法。以常规高超声速风洞为平台,在实际来流马赫数为5.933条件下,开展了迎角分别为0°、4°和10°时的三角翼模型典型摩阻测量试验。结果表明:基于光度优化的剪敏液晶摩阻测量方法,能够在一次试验中获取不同模型姿态下的摩阻分布及边界层流态特征,试验效率比传统方法提升3倍甚至更高,扩宽了剪敏液晶涂层技术在风洞试验工程中的应用范围。 展开更多
关键词 摩阻测量 高超声速 剪敏液晶 风洞试验 强反光
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