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全流向球形十八孔压力探针的发展及应用
1
作者
张倩
安广丰
王洪伟
《推进技术》
北大核心
2025年第4期267-278,共12页
叶轮机内部失稳流动的强三维性和非定常性使其成为实验测量的难点。多孔压力探针测量技术是实验测量技术中同时测量三维速度矢量、静压和总压的唯一方法。本文基于正二十面体提出一种新的十八孔探针布局,实现了对测孔更有效的利用。根...
叶轮机内部失稳流动的强三维性和非定常性使其成为实验测量的难点。多孔压力探针测量技术是实验测量技术中同时测量三维速度矢量、静压和总压的唯一方法。本文基于正二十面体提出一种新的十八孔探针布局,实现了对测孔更有效的利用。根据布局特点设计了一组性能良好的无量纲系数,基于压力排序分区方法发展了对应的数据处理方法,并对探针进行了实验标定。根据误差来源,综合考虑仪器环境影响、插值方法、网格重叠区域等影响,对于校准过程中的不确定性展开了分析。结果表明:在95%置信概率,偏转角和俯仰角预测误差在0.45°和0.18°以内,速度大小误差在0.32%以内。将探针用于一台低速对转压气机旋转失速流场的测量,结果表明:探针在复杂三维失速流场中有效识别转子上游的回流特征,呈现的失速团结构与数值模拟结果以及壁面热线实验结果相近,验证了十八孔压力探针在三维非定常流场测量的可靠性。
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关键词
压气机
旋转失速
实验测量技术
多孔压力探针
球形探针
数据处理算法
不确定性分析
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职称材料
一种非介入式高超声速边界层不稳定波的测量方法
被引量：
9
2
作者
余涛
张威
+3 位作者
张毅锋
陈久芬
陈坚强
吴杰
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第5期70-75,共6页
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测...
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统(Focused Laser Differential Interferometry,FLDI),可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中,使用FLDI开展了来流雷诺数10 7/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波(645 kHz)。通过与PCB测试结果进行对比,FLDI的高信噪比、高解析频率(本文实验有效解析频率1.5 MHz)、高空间分辨率(沿流向小于1 mm)等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性,其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究,为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。
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关键词
聚焦激光差分干涉仪(FLDI)
高超声速边界层
实验测量技术
转捩
测量
流场密度脉动校测
非介入式
测量
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职称材料
高超声速边界层转捩实验综述
被引量：
33
3
作者
刘向宏
赖光伟
吴杰
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018年第2期196-212,共17页
高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布,对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因...
高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布,对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多,研究人员对于转捩过程的认识并不透彻,阻碍了先进高超声速飞行器的设计。地面风洞实验作为高超声速空气动力学设计的重要手段之一,在可预见的将来仍是研究高超声速边界层转捩不可或缺的方法。本文以高超声速边界层稳定性与转捩的风洞实验为重点,按照边界层自然转捩的发展过程,分别回顾了国内外在边界层感受性问题以及线性化阶段风洞实验研究的现状,文章最后总结了风洞实验在未来高超声速边界层转捩研究中的工作与意义,并针对未来的实验研究给出了几点建议。
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关键词
高超声速流动
边界层转捩
感受性
稳定性
实验测量技术
转捩
测量
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职称材料
题名
全流向球形十八孔压力探针的发展及应用
1
作者
张倩
安广丰
王洪伟
机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院
北京航空航天大学航空发动机研究院
出处
《推进技术》
北大核心
2025年第4期267-278,共12页
基金
国家自然科学基金(52276025)。
文摘
叶轮机内部失稳流动的强三维性和非定常性使其成为实验测量的难点。多孔压力探针测量技术是实验测量技术中同时测量三维速度矢量、静压和总压的唯一方法。本文基于正二十面体提出一种新的十八孔探针布局,实现了对测孔更有效的利用。根据布局特点设计了一组性能良好的无量纲系数,基于压力排序分区方法发展了对应的数据处理方法,并对探针进行了实验标定。根据误差来源,综合考虑仪器环境影响、插值方法、网格重叠区域等影响,对于校准过程中的不确定性展开了分析。结果表明:在95%置信概率,偏转角和俯仰角预测误差在0.45°和0.18°以内,速度大小误差在0.32%以内。将探针用于一台低速对转压气机旋转失速流场的测量,结果表明:探针在复杂三维失速流场中有效识别转子上游的回流特征,呈现的失速团结构与数值模拟结果以及壁面热线实验结果相近,验证了十八孔压力探针在三维非定常流场测量的可靠性。
关键词
压气机
旋转失速
实验测量技术
多孔压力探针
球形探针
数据处理算法
不确定性分析
Keywords
Compressor
Rotating stall
Experimental measurement technology
Multi-hole pressure probe
Spherical probe
Data processing algorithm
Uncertainty analysis
分类号
V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
一种非介入式高超声速边界层不稳定波的测量方法
被引量：
9
2
作者
余涛
张威
张毅锋
陈久芬
陈坚强
吴杰
机构
华中科技大学航空航天学院
华中科技大学材料科学与工程学院
中国空气动力研究与发展中心
出处
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第5期70-75,共6页
基金
国家自然基金青年科学基金项目(11702106)
装备预先研究项目(41406020901)
+1 种基金
国家自然科学基金面上项目(11872370)
国家重点研发计划项目(2016YFA0401200)
文摘
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统(Focused Laser Differential Interferometry,FLDI),可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中,使用FLDI开展了来流雷诺数10 7/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波(645 kHz)。通过与PCB测试结果进行对比,FLDI的高信噪比、高解析频率(本文实验有效解析频率1.5 MHz)、高空间分辨率(沿流向小于1 mm)等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性,其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究,为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。
关键词
聚焦激光差分干涉仪(FLDI)
高超声速边界层
实验测量技术
转捩
测量
流场密度脉动校测
非介入式
测量
Keywords
focused laser differential interferometry(FLDI)
hypersonic boundary layer
experimental measurement technology
transition measurement
density fluctuation calibration
non-instrusive measurement
分类号
V211.72 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高超声速边界层转捩实验综述
被引量：
33
3
作者
刘向宏
赖光伟
吴杰
机构
华中科技大学能源与动力工程学院
华中科技大学航空航天学院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018年第2期196-212,共17页
基金
国家自然基金青年科学基金项目(11702106)
装备预先研究项目(1406020901)
文摘
高超声速边界层转捩直接影响飞行器表面的摩擦系数与热流分布,对于高超声速飞行器的气动布局以及热防护设计至关重要。尽管高超声速边界层层/湍流转捩的相关研究已经开展长达半个多世纪,但是由于高超声速流动的复杂性以及触发转捩的因素繁多,研究人员对于转捩过程的认识并不透彻,阻碍了先进高超声速飞行器的设计。地面风洞实验作为高超声速空气动力学设计的重要手段之一,在可预见的将来仍是研究高超声速边界层转捩不可或缺的方法。本文以高超声速边界层稳定性与转捩的风洞实验为重点,按照边界层自然转捩的发展过程,分别回顾了国内外在边界层感受性问题以及线性化阶段风洞实验研究的现状,文章最后总结了风洞实验在未来高超声速边界层转捩研究中的工作与意义,并针对未来的实验研究给出了几点建议。
关键词
高超声速流动
边界层转捩
感受性
稳定性
实验测量技术
转捩
测量
Keywords
hypersonic flow
boundary-layer transition
receptivity
stability
experimental method
transition measurement
分类号
O357.41 [理学—流体力学]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
全流向球形十八孔压力探针的发展及应用
张倩
安广丰
王洪伟
《推进技术》
北大核心
2025
0
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职称材料
2
一种非介入式高超声速边界层不稳定波的测量方法
余涛
张威
张毅锋
陈久芬
陈坚强
吴杰
《实验流体力学》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019
9
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
高超声速边界层转捩实验综述
刘向宏
赖光伟
吴杰
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018
33
在线阅读
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职称材料
已选择
0
条
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引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
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