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超声速湍流边界层与圆柱相互作用试验

航空学报 2022年第1期43卷 116-123页

作者：冈敦殿易仕和米琦牛海波国防科技大学空天科学学院长沙410073

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(N... 详细信息

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。

关键词：超声速圆柱绕流激波/边界层相互作用非定常特性压力脉动 NPLS

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高分辨率激波/边界层干扰时间演化过程分析

航空学报 2022年第1期43卷 124-135页

作者：陆小革易仕和何霖全鹏程冈敦殿国防科技大学空天科学学院长沙410073

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... 详细信息

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。

关键词：超声速边界层 STBLI 超高帧频时空演化特性 NPLS 低噪声风洞

超声速平板圆台突起物绕流实验和数值模拟研究

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物理学报 2015年第5期64卷 296-303页

作者：冈敦殿易仕和赵云飞国防科学技术大学航天科学与工程学院长沙410073

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... 详细信息

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.

关键词：超声速平板突起物 NPLS WCNS-E-5

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不同后台阶型面下游流场特性研究

不同后台阶型面下游流场特性研究

超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究

中国力学大会-2021+1

作者：米琦易仕和赵鑫海冈敦殿国防科技大学空天科学学院

在Ma6高超声速风洞中对后向台阶型面的影响进行了实验研究。通过在台阶拐角处安装不同的型面条块来改变台阶形状,包括10°、30°、60°、凸圆弧型面和原始的方形台阶。采用温敏漆技术(TSP)和纳米粒子平面激光散射技术(NPLS)对台阶下游...

在Ma6高超声速风洞中对后向台阶型面的影响进行了实验研究。通过在台阶拐角处安装不同的型面条块来改变台阶形状,包括10°、30°、60°、凸圆弧型面和原始的方形台阶。采用温敏漆技术(TSP)和纳米粒子平面激光散射技术(NPLS)对台阶下游的壁面热流分布和流场精细结构进行了测量。结果表明,通过改变台阶型面可以有效降低热流密度,其中30°斜坡台阶下游的热流幅值最低,同时其下游的流动再附和转捩位置明显推迟。60°型面和凸圆弧型面下游流场的再附位置和再附激波角与方形台阶相比没有明显变化,但其再附后都能维持较长的层流流态且缓慢失稳。而方形台阶和10°斜坡台阶的边界层在跨越台阶后不稳定性迅速增长。根据5次重复实验进行的不确定度分析,热流测量的平均误差百分比约为16.8%。

关键词：

来源： cnki会议评论

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cnki会议

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物理学报 2013年第18期62卷 308-319页

作者：武宇易仕和陈植张庆虎冈敦殿国防科技大学航天科学与工程学院长沙410073

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... 详细信息

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.

关键词：压缩拐角层流湍流流动结构

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超声速平板突起物及双锥绕流实验研究

超声速平板突起物及双锥绕流实验研究

作者：冈敦殿国防科学技术大学

学位级别：硕士

超声速平板突起物绕流不仅在航空航天和武器装备研制中具有重要的工程应用背景,同时也是研究边界层发展和控制的重要方面。双锥作为典型的轴对称模型,研究其流场结构对于高速飞行器的设计和积累相关流场数据有重要价值。超声速突起物绕... 详细信息

超声速平板突起物绕流不仅在航空航天和武器装备研制中具有重要的工程应用背景,同时也是研究边界层发展和控制的重要方面。双锥作为典型的轴对称模型,研究其流场结构对于高速飞行器的设计和积累相关流场数据有重要价值。超声速突起物绕流和双锥绕流流场结构复杂、流动梯度大,给流动测试技术提出了严峻挑战。本文采用基于纳米粒子的平面激光散射(Nanoparticle-based planar laser scattering,NPLS)技术,从流场结构和时间演化两个方面研究了突起物以及双锥的超声速绕流特性。本文首先分析了进行平板突起物和双锥绕流研究对风洞和测试技术的要求,为了避免其它因素对实验结果的干扰,实验段流场要求湍流度低、无波系结构,并最终确定在Ma=3.0低噪声超声速风洞中采用NPLS技术进行流场测试,详细介绍了NPLS系统的组成和性能。针对实验对风洞流场品质的严格要求,本文还介绍了基于B样条曲线的超声速风洞喷管设计方法。包括本文采用的NPLS技术在内,很多基于激光和成像系统测试流场的技术会受到模型壁面散射光的影响,本文分析了纳米粒子散射光的频移和偏振特性以及壁面散射光的偏振特性,线偏振激光照射纳米粒子,其散射光仍然是线偏振的。并且相机接收到的粒子散射光在视场边缘具有最大的频移,视场中心处的频移几乎为零。所以基于频移消除壁面散射光的方法需要将关注的流场置于相机的边缘,而且需要将激光尽量以一个角度斜着照射该区域。对于未经特殊处理的模型壁面,由于其表面粗糙度的影响,线偏振光入射壁面时,其散射光有一定的退偏度。因此,通过在相机前方设置一个偏振片,这样可以衰减一部分壁面散射光。同时,还介绍了一些传统的消除和衰减壁面散射光的方法。应用NPLS和纹影技术获得了高度为1、2、4mm的圆台以及方柱绕流的流场结构。圆台的直径均为4mm,没有安装圆台时相应位置边界层的厚度约为1.2mm。在NPLS图像中,膨胀波、三维弓形脱体激波、再附激波以及圆台前方的分离区都能够清晰地辨别。通过改变圆台的高度,研究了高度对尾迹流动的影响。圆台高度越低,再附激波距离圆台越近。高度为1mm的圆台尾迹区的涡结构呈现出分立和规则特征,其对边界层的影响非常弱,而高度2、4mm圆台的尾迹则是复杂混乱的。不同高度圆台的三维弓形脱体激波的后掠角基本相同。圆台的高度对尾迹区影响显著,较低圆台的层流区和转捩区相对较长。方柱对边界层扰动比圆台强很多,边界层到达方柱时由于受到强烈的扰动已经发展成湍流,方柱后方再附的边界层的厚度增长角度也大于相同高度圆台的尾迹边界层增长速度。超声速双锥流场是典型的轴对称流动,采用NPLS和纹影技术研究了6个不同尺寸和角度的双锥模型。通过分析分离激波、前段锥激波和后段锥激波相互作用区域,可以发现轴对称的激波与激波相互作用的强度明显要比二维激波相互作用弱。双锥前后两段锥的角度相差越大,拐角处分离区的尺寸越大,双锥表面的边界层受到的扰动也越强。后段锥表面的边界层厚度和湍流度与前后段锥角度差值有很大关系,差值越大,边界层厚度增长越快、湍流度越高。

关键词：突起物双锥 NPLS 壁面散射光超声速流动

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超声速涡流管能量分离效能分析

长沙理工大学学报(自然科学版) 2023年

作者：李乐赵斌王前程冈敦殿赵玉新国防科技大学空天科学学院长沙理工大学能源与动力工程学院

【目的】由于工质环保、使用方便，涡流管广泛应用于各种定点或小范围制冷的工业环节，但受制于制冷量小、效率低等缺陷而难以进一步推广应用。为研究涡流管效能优化方法，对超声速涡流管进行了能量分离效能分析，设计了一种超声速涡流... 详细信息

【目的】由于工质环保、使用方便，涡流管广泛应用于各种定点或小范围制冷的工业环节，但受制于制冷量小、效率低等缺陷而难以进一步推广应用。为研究涡流管效能优化方法，对超声速涡流管进行了能量分离效能分析，设计了一种超声速涡流管，用Laval喷嘴替换了传统涡流管中的渐缩喷嘴，使喷嘴出口气流达到超声速状态。【方法】通过数值模拟和实验的方式，研究了其效能随结构参数和操作参数变化的规律。利用ANSYS Fluent对较高入口压力下的工况进行了数值计算，并在较低入口压力下开展了实验，得到了长径比、马赫数和入口压力影响超声速涡流管能量分离效能的规律。【结果】数值模拟结果与实验结果中效能曲线变化趋势大致相同。数值计算中，入口压力为12 MPa时，长径比为25的超声速涡流管最佳制冷效应可达57.01 K。【结论】研究表明，超声速涡流管的制冷、制热效应好，但其最佳制冷效率远低于传统涡流管。在一定范围内，增大长径比、喷嘴出口气流马赫数和入口压力可以提升超声速涡流管能量分离效能。

关键词：超声速涡流管能量分离数值模拟马赫数 Laval喷嘴

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超声速湍流边界层与圆柱相互作用实验研究

航空学报 2021年

作者：冈敦殿易仕和米琦牛海波国防科技大学空天科学学院

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，实验马赫数为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... 详细信息

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，实验马赫数为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技术（Nanoparticle-based planar laser scattering, NPLS）获取了流向和展向流场精细结构，激波系以及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，表明了在一定高度范围内高度的增加增强了流动分离。

关键词：圆柱绕流激波/边界层相互作用作用非定常特性压力脉动 NPLS

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高超声速三角翼上横流不稳定性的实验研究

物理学报 2021年第13期70卷 160-171页

作者：牛海波易仕和刘小林霍俊杰冈敦殿国防科技大学空天科学学院长沙410073

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... 详细信息

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.

关键词：横流不稳定性高超声速流动三角翼功率谱