摘要：更大尺度风洞和试验模型以及更长射流的流场测量,对流场显示的视场尺度提出了更高要求。设计和验证两种基于发散光反射式布局的大视场显示方法,分别为反射式聚焦纹影方法和反射式阴影方法。通过改进源格栅和光源,在实验室搭建了一套反射式聚焦纹影显示装置,获得了直径约1.5 m的视场结果。视场均匀性和试验条件下的最短曝光时间表明该方法可用于大型风洞及其他场合的大视场显示。同时,为解决试验现场振动较强的测量问题,搭建了发散光反射式阴影显示装置,获得了约2.5 m长度的燃烧射流流场显示结果。最后根据发散光反射式流场显示方法的特点,开展了其在大型风洞布局的适用性评估,结果表明:该方法完全适用于大型风洞的大视场显示。

摘要：流场速度测量精度会影响飞行器气动性能的预测精度,常用的基于激光技术的非接触式速度测量方法已不能完全满足流场速度高精度测量需求,飞秒激光电子激发标记(Femtosecond Laser Electronic Excitation Tagging,FLEET)测速技术有望解决这一问题。利用钛蓝宝石飞秒激光器搭建了FLEET测速系统,分析了流场中的N分子在飞秒激光激发下的电子荧光光谱;基于FLEET测速系统,在射流剪切装置上开展了剪切流场速度测量实验,通过调节高速通道的流量/压力获得了不同速度分布的流场,开展了不同流场速度(30~170 m/s)下的FLEET测速实验;研究了延迟时间对流场速度测量的影响。结果表明:随着延迟时间增加,荧光图像会由于等离子体的扩散而发生弥散;FLEET荧光信号衰减会使信噪比有所降低,但不同延迟时间下得到的流场速度分布形态基本一致;FLEET技术在有效荧光寿命范围内具有足够的准确性应用于剪切流场速度测量。

摘要：为抑制谐波实信号中频谱泄漏的影响,提出一种基于频谱搬移的迭代式谐波实信号频率估计算法。在估计某一谐波分量的频率时,所有负频率与其他分量的正频率均为产生频谱泄漏的干扰分量。根据干扰分量的频率逐次进行频谱搬移并抑制干扰分量,得到仅含有单一分量的信号,利用抛物线插值算法估计其频率;得到所有谐波分量的频率后,重新进行干扰分量抑制获得单一分量信号,以得到更加精确的频率估计值。仿真实验表明,所提算法抑制了干扰分量,提高了谐波实信号的频率估计精度,频率估计的均方误差更接近于克拉美罗下限(CRLB)。

摘要：设计了一种新型两级伺服油缸,其每一级分别由1个伺服阀单独控制,各自构成1个闭环控制系统。利用AMESim液压元件设计库和机械库中的元件,采用单级油缸级联方法构建了两级伺服油缸模型。以两级伺服油缸驱动的某风洞迎角机构为例,利用AMESim/Motion搭建整个系统机电液模型并进行仿真分析。仿真与实验结果表明:创建的两级伺服油缸模型能较好地模拟两级伺服油缸的实际工况,同时表明两级伺服油缸可在安装空间受限条件下,实现长行程条件下的精确定位。

摘要：结冰风洞是进行飞行器等结冰现象及防/除冰装置研究的重要地面模拟设备。随着过冷大水滴结冰现象对飞行性能及防除冰装置设计影响的重要性日益显现,以及过冷大水滴结冰条件适航标准的提出,亟需在结冰风洞中发展SLD结冰条件的模拟能力。本文分析了CFR14-25部附录O中所确定的SLD结冰条件及其对结冰风洞的相关模拟能力所提出的要求;介绍了目前国外几座具有典型代表意义的结冰风洞及气动中心的结冰风洞在发展SLD结冰条件模拟能力方面所取得的成果及所面临的问题。本文认为过冷大水滴的产生及其与云雾颗粒在风洞内的湍流混合、超大尺度的水滴在气流中的过冷以及宽滴谱范围的颗粒度分布测量等问题,是在发展SLD结冰条件模拟能力方面所面临的关键技术问题,提出了中国空气动力研究与发展中心在发展结冰风洞SLD模拟能力方面所采取的技术路线及关键技术解决方法。

摘要：与常规压力雾化、气动雾化相比,气泡雾化具有高效、经济和环保等优点。针对一种可变喷头旋流式气泡雾化喷嘴进行了实验研究,探讨了工作参数、喷嘴孔型、切割丝网目数(孔径)等因素对喷嘴流量、喷雾特性的影响规律。研究结果表明:不同孔型喷嘴的流量特性趋势基本一致;相同工作压力下,气液比不同会导致喷嘴流量的变化;安装切割丝网基本不影响喷嘴的流量特性趋势,但在相同工况下会造成喷嘴流量减小3%~7%,且丝网孔径越小,减小幅度越大;喷雾液滴粒径分布呈单峰形式,且随着工作压力或气液比的增大,喷雾液滴的中位粒径会有不同程度的减小;相同喷雾能耗下,异形(方形、椭圆形)喷孔更有助于提高喷雾性能;丝网有利于提高喷嘴雾化性能,但需综合考虑喷嘴孔型、工作压力等因素选择丝网孔径;此外,安装切割丝网会在一定程度上降低喷雾主流轴向速度。

摘要：针对当前喷气式涡轮航空发动机的主流稳焰方式-旋流火焰的燃烧机理、火焰构型等热点问题,设计加工了一套受限空间下的旋流燃烧器,利用了一种能够实现非侵入式、精细化、可视化复杂燃烧流场的OHPLIF(OH-planarlaser-inducedfluorescence)测量系统,研究了该燃烧器在空气流量40 L/min时不同当量比的燃烧工况,并重点分析了旋流火焰的极限熄火工况.结果表明:在受限燃烧室内,由于壁面的作用旋流火焰从“V”型火焰发展成“M”型火焰,在主焰中心两侧会形成两个主漩涡,主漩涡的边界区域有较高浓度的OH分布;距离主纵截面的偏移量D越大,两个主漩涡的形状逐渐不稳直至完全消失,OH也逐渐向靠近壁面的区域聚集;旋流火焰的横向截面测量结果与纵向截面存在较强的对应关系,在H=5 mm横截面处,OH高度集中在“中心圆”区域,随着测量高度的上升,OH逐渐向燃烧室X轴方向两侧的壁面区域聚集.

摘要：针对超声速燃烧室火焰驻留时间短和高湍流度的特点,利用500 Hz高频OH-PLIF(planar laser induced fluorescence)技术,研究了氢燃料超声速燃烧室火焰结构,结合壁面压力,获得了点火、稳焰以及熄火过程的规律。结果表明:隔离段入口来流马赫数为2的情况下,氢气当量比0.1和0.3,在火花塞点火下,2 ms均能点燃并获得PLIF火焰图像,其中当量比为0.1凹槽内存在爆燃现象,火焰达到稳定燃烧状态较慢(约65 ms)。稳焰过程中,当量比为0.3燃烧相对不充分,燃烧区域更靠近下壁面,燃烧位置和火核位置变化较大。当量比为0.1和0.3,熄火时间均在6 ms内,其中当量比为0.1熄火时火焰是从凹腔中部传播到凹腔前缘位置熄灭并伴随有一个短暂火焰增强的过程,并且在传播至凹腔前缘时已接近熄灭,当量比为0.3在熄灭前则是慢慢变弱,最终在凹腔前缘至喷氢位置间熄灭。

摘要：针对引射系统的安全性、经济性及小型化要求,提出了一种基于航空发动机燃烧室结构的双油路燃气发生器方案,并设计、加工了单喷嘴试验件,进行了多工况下的热试车。试验结果表明,燃气发生器设计方案可行,采用高能火花塞直接点火方式可实现燃气发生器可靠点火;燃气发生器点火迅速,主要工作参数基本满足设计指标;能在较宽的流量范围内稳定工作,余气系数下限达到3.9;燃气发生器燃烧效率较高,但随着余气系数的增加而明显降低。

摘要：介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理,分析了探测气溶胶颗粒大小的要求,并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度,以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验,实验结果表明,该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在0.01 m/s以内,当风洞工作介质为未经处理的环境空气时,系统可以获得稳定可靠的信号,测量结果与高性能仪器十分接近。