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2017年  第2卷  第2期

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研究论文
JF12长实验时间激波风洞10°尖锥气动力实验研究
刘云峰, 汪运鹏, 苑朝凯, 罗长童, 姜宗林
2017, 2(2): 1-7. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.001
213 8
摘要:
介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100~130 ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5 m,总焓为2.5 MJ/kg,复现了35 km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5 m,质量为50 kg.实验结果表明,在100~130 ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3~4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5 MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.
基于Kriging代理模型的飞行器结构刚度气动优化设计
聂雪媛, 刘中玉, 杨国伟
2017, 2(2): 8-16. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.002
136 6
摘要:
大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.
带控制的超声速二维后台阶流动显示
朱杨柱, 易仕和, 蔡亮亮, 张澍良, 丁浩林, 陈植
2017, 2(2): 17-27. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.003
94 2
摘要:
在Mach数3.4的来流条件下,对二维后台阶流动精细结构开展了实验研究.实验分为后台阶上游无控制加粗糙带扰动及微涡流发生器(micro-vortex generator,MVG)扰动3种状态,采用基于纳米示踪的平面激光散射(nano-tracer based planar laser scattering,NPLS)方法获得了流向和展向切面内的高时空分辨率流动显示图像,并测量了模型表面静压分布.对大量NPLS图像取平均,研究了流场结构的时间平均规律,对比不同时刻的瞬态流场精细结构图像,发现不同状态下的湍流大尺度结构的特征时间.有粗糙带状态相对无粗糙带台阶下游回流区压力更低,而下游压力较高,台阶上游区别不大;受MVG控制后台阶下游附近区域压力突增;MVG对流动的控制改变能力较强,粗糙带能调整台阶上下游附近流动平稳过渡,流场壁面压力没有突变.
基于POD方法开缝圆柱绕流流场的研究
江建华, 鲍锋
2017, 2(2): 28-36. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.004
127 6
摘要:
利用粒子成像测速技术(particle image velocimetry,PIV),在水槽中探究缝隙对圆柱流场结构的影响,应用频谱分析和本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法,研究了开缝圆柱流场相干结构.实验Reynolds数范围内,缝隙的"吹吸"作用从根本上改变了圆柱绕流近区尾流结构,前6阶模态形态是流场中最主要的相干结构.第1,2阶模态形态控制着圆柱绕流流场涡街相继脱落过程,1或2阶模态系数为尾迹涡的固有频率;第3,4阶模态形态控制着脱落旋涡沿流向方向能量运输;第5,6阶模态形态中的同向涡旋结构作用于旋涡缓慢脱离柱体这一过程,并对旋涡能量起着衰减作用.
等腰三角形湍流射流的流动特性实验研究
栾剑, 徐敏义, 马梓然, 李敏, 刘晓鹏
2017, 2(2): 37-46. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.005
85 2
摘要:
对喷嘴等效直径相同出口Reynolds数均为15000的3种等腰三角形(顶角分别为30,60和90°)以及圆形孔口射流进行了流场显示与速度场测量.结果表明:相比于圆形射流,等腰三角形射流的出口中心线速度衰减更快,湍流度更高,三角形射流卷吸周围流体能力显著增强.随着三角形顶角减小,近场区涡结构三维性更强,卷吸效果更明显.此外,对不同射流的中心线湍动能谱概率密度函数Taylor尺度和Kolmogorov尺度进行了分析讨论,发现出口形状对湍流小尺度运动的影响较小.
高超声速飞行目标尾焰红外辐射测量
刘立拓, 余西龙, 陈宏, 张仕忠, 张晓源
2017, 2(2): 47-53. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.006
70 2
摘要:
为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO2及H2O分子在4.3和2.7 μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7 m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7 μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3 μm辐射强度及稳定性均高于2.7 μm.
精细实验数据
三角翼标模摩擦阻力测量的高超声速风洞实验与数据确认
陈星, 文帅, 潘俊杰, 姚大鹏, 毕志献
2017, 2(2): 54-63. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.2017.02.007
83 10
摘要:
描述了剪切敏感液晶涂层(shear-sensitive liquid crystal coatings,SSLCCs)在高超声速风洞中针对三角翼标模进行表面摩擦阻力(简称摩阻)测量的应用情况.建立了基于剪切敏感液晶涂层光学测量系统,在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞中进行了三角翼摩阻测量实验,给出了三角翼表面摩阻分布数据,表明流场结构的复杂.实验结果证明了此方法进行高超声速摩阻测量的可行性,有效解决了在高超声速流场条件下表面摩阻预测的难题,具有重要的应用价值.