航空航天领域应用案例
航空航天领域应用案例
了解物体周围气流的运动后可以计算作用在物体上的力和力矩。掌握空气动力学知识对设计和建造建筑物、桥梁、风力涡轮机以及车辆和飞行器非常重要。空气动力学在车辆和飞行器上的应用是为了降低燃料消耗和减少排放物。
空气动力学对于人们了解大气和天气现象具有重要作用。同时，内部空气动力学在研究气流流经风道，管道，发动机气缸等部件时也很重要。
气动声学是研究由湍流流体运动或与表面相互作用的空气动力而产生噪声的学科。在设计建筑物，桥梁，风力涡轮，车辆和飞行器时非常重要，充分利用气动声学可以减小振动和噪声。
应用领域
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飞行器模型空气动力学 |
材料的应变/应力和振动 |
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飞行舱通风 |
直升机旋翼设计 |
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结冰（例如在飞机机翼上） |
火箭/喷射推进器 |
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翼型设计（阻力和升力） |
尾迹漩涡 |
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超声速流动 |
微重力下的流动 |
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燃气轮机燃油喷射 |
燃气轮机冷却 |
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CFD代码验证 |
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航空航天应用案例
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应用案例 |
标题 |
所用仪器 |
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飞行器模型空气动力学 |
用于验证CFD代码的基准数据，该CFD代码用于模拟NASA航天飞机在升空时主发动机引起的流动 |
粒子成像测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 |
三角翼上的PIV测量 |
粒子成像测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 |
空客飞机后的尾迹漩涡 |
粒子成像测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 材料的应变/应力和振动 |
使用微型流体执行器的流动矢量化 |
粒子成像测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 |
空客机翼/发动机部分的测量 |
激光多普勒测速仪 |
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喷射冷却板上的横向冲击射流 |
激光多普勒测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 |
跨声速涡轮机械测量 |
激光多普勒测速仪 |
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飞行器模型空气动力学 |
飞行中测量结冰云特征 |
粒子动态分析仪 |
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沿飞机飞行路径的风况 |
恒温热线风速仪 |
1、用于验证CFD代码的基准数据，该CFD代码用于模拟NASA航天飞机在升空时主发动机引起的流动
2005年初，Dantec Dynamics与NASA签约提供基准数据验证CFD代码，该CFD代码用于模拟航天飞机升空时主发动机后的流动。
随着航天飞机飞行任务的临近，NASA马歇尔太空飞行中心（MSFC）的工程师们正在努力保障飞行任务的安全性和可靠性。
美国宇航局的马歇尔太空飞行中心是航天飞机推进办公室的所在地，负责太空飞机上的主要部件。航天飞机的主要部件—航天飞机主发动机（SSMEs），外部燃料箱和装有可重复使用固体火箭发动机的一对固体火箭助推器—发射升空后，在短短8分钟内需要将轨道飞行器加速到17500 英里/小时的轨道速度：该速度是声速的25倍。
在发射过程中，每一个发动机提供的推力都超过了375000磅，这个推力是商用喷气式飞机上最大发动机所产生推力的四倍。
SSME在升空时的羽流
航天飞机在发射平台上的数值模拟
作为飞行任务的一部分，MSFC正在通过CFD分析来研究在升空时航天飞机周围的速度流场。
CFD预测的速度流场将用于碎片跟踪分析（DTA）。CFD数值模拟过度预测了羽流引起的流动，主要是由于过度预测碎片的速度（和动能）。
DTA同行评审建议量化碎片跟踪分析中的不确定性，因此需要羽流引起卷吸的基准质量数据来量化CFD的计算精度和对DTA的影响。
因此，MSFC启动了一项综合测试计划，该测试计划截止到2005年2月提供CFD的基准质量测试数据。这些测试数据是测量羽流引起的流动和喷嘴流入静止的自由流的流动时得到的数据。
BAE Systems/Dantec Dynamics团队与MSFC签订了紧密合作合同，以获得需要的基准质量数据。
团队照片
MSFC喷嘴测试装置
改进的MSFC喷嘴测试装置
测试方法需要修改MSFC现有的喷嘴测试设施（NTF），用于测试单元内部的测试。这种测试布置将使得模拟“静止自由流”和测量羽流引起流动的质量测试数据变得非常困难。
为了在所需要的流动条件下获得所需要的数据，喷嘴测试位置向下游移动到满足“静止自由流”的地方，并且还可以更加容易地获得测试数据。
测试喷嘴羽状结构的纹影
选择了两个喷嘴几何形状。第一个是贝尔喷嘴，该结构提供了类似于SSME发动机的羽流结构。第二个是Stratford或“音速”喷嘴。它与过去的羽流膨胀数据结合，为CFD提供了一个更加简单的“单位物理”基准，并且提供了一个具有不同流动膨胀程度的第二数据库，因此，提供了不同的诱导流动。
在测试贝尔喷嘴过程中的流动可视化
采集的测试数据包括羽流结构的纹影，基于烟雾的流动可视化，粒子成像测速仪（PIV）所产生的流场速度。
PIV数据是此测试的最高级数据库。它为CFD基准数据提供了最佳分辨率。MSFC与Dantec Dynamics签订了提供技术专业知识和所需要的硬件及软件的合同，以获得对于两个喷嘴几何形状的卷吸流动速度数据。
PIV测量样品
致谢
项目经理
Joe H. Ruf-美国宇航局马歇尔太空飞行中心
Narayanan Ramachandran博士 - BAE系统
Khaled J. Hammad博士 - Dantec Dynamics Inc.
在使用PIV测量的水洞实验中，研究了周期性吹气和吸气来改善70°扫掠三角翼的升力和失速角的机制。在机翼的前缘处施加净质量通量为零的周期性正弦式吹气和吸气。实验在自由流速度0.126m/s下进行，对应的在根部弦长处的雷诺数为40000。本研究中机翼保持35°的攻角。使用F+=1.75的强迫频率，之前的研究证明这在提高升力方面最有效的；动量系数保持恒定在0.004。
主导非受迫流场的两个主要涡流是静止的，没有受到外力。然而，在外力的作用下，涡中心在翼展方向和机翼法线方向沿着椭圆路径行进。这种效应是由于在吹气循环期间存在剪切层漩涡引起的，剪切层漩涡在与主涡流合并之前诱导产生了一个速度场作用在主涡流上，引起了主涡流的运动。在此页面上显示的动图中可以看到该现象。
该研究已经在加利福尼亚州阿纳海姆举行的第19届应用空气动力学会议上发表，AIAA 2001-2436。
实验设计
为了对流动进行采样，使用了Dantec Dynamics Flowmap双分量PIV系统，该系统具有在532nm波长的New Wave Gemini 125mJ Nd: Yag激光器。将Kodak Megaplus ES 1.0 CCD相机（1000×1000像素分辨率）安装在三角翼的下游，以显示垂直于模型吸力面的平面中的流动。一个特殊的有机玻璃观察盒用于方便观察垂直于机翼的平面，避免水面固有的反射。对于在恒定翼展位置的平面中的测量，激光器设置在测试部分下方，从下方照射进流动中，同时相机通过侧窗对流动进行拍摄。
在整个研究期间，PIV系统的操作参数保持恒定。使用20微米的聚乙烯颗粒作为示踪粒子。该系统使用两个图像在互相关模式下操作，这两个图像在频域中相关。在进行互相关之前，使用3×3低通滤波器来加宽粒子图像。使用32×32像素的询问区域，并且以75%重叠处理图像，产生包含123×123的原始矢量场。矢量验收标准是至少1.2的峰值比和来自相邻矢量的25%的最大速度变化。
PIV图像是参考了强迫机制的相位，以允许对10个图像的相位进行平均，因此增加了数据的信噪比。在360°强制循环中，每10度就可以获得一个数据库。为了进行矢量验证，使用Flowmap PIV软件进行基本数据缩减，在一个3×3矢量区域中进行空间移动平均平滑以及对10个数据库进行平均化。然后将数据导入基于LabVIEW的后处理软件，用来将数据进一步地缩减和分析。使用Ametec Inc的TechPlot软件完成绘图。
实验设备草图
非强迫流场
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该图为动画 |
在强制循环期间主漩涡的行进和二次剪切层漩涡的形成。示出了在根弦的40%下游位置处的流向涡度，视场包括翼尖（在（2*Y/B=1，2*Z/B=0）处）
致谢
Stefan Siegel, Thomas E. McLaughlin和Julie A. Morrow，美国空军学院航空系，CO 80840-6222
3、测量空客飞机后的尾迹涡流
Airbus 340模型安装在一个流线型来回移动的装置上
在起飞和降落期间，在飞机后面产生强大的涡流，是由机翼的上表面和下表面之间的压力差引起的。升力产生过程导致沿着尾缘形成涡流层，由于其不稳定的特性，最终在机翼的每一侧上卷起成为单个涡，从而形成一对反向旋转的涡流。
在起飞和降落时，涡流特别强：因为飞行速度很低，所以飞机升力系数相当高。
虽然发现涡流非常缓慢地耗散，但还是测量到了涡流中的高切向速度，甚至在飞机后面几公里处也是如此。
这些漩涡对后面的飞机产生了危险。这在飞机成一列纵队接近同一跑道进行着陆期间尤为危险。为保证飞行期间的最大安全性，飞行员必须严格遵守着陆飞机之间经过验证的安全间距。
来自飞机模型和实际飞机涡流的调查研究是欧洲C-Wake项目的主要目标（C为“表征”和“控制”）。另一个目标是通过控制它们来更快地搜索破坏涡流的方法。
实验布置
在C-Wake研究计划中，使用Airbus A340（该飞机已经投入使用多年）的水下模型在Hamburgische Schiffbau-Versuchsanstalt (HSVA)的船模实验池中进行了一些实验。
将模型浸入水下1m的深度并以3m/s的速度拖曳
该模型的翼展为1.2m（比例为1：48），被悬挂在水面以下1m深处。通过流线型支柱安装在车架上，该模型以3m/s的速度被拖曳通过80m长5m宽的船模实验池，是一个通常用于海军研究的设施。在沿着水箱具有稳定测试条件的位置，使用来自Dantec Dynamics 定制设计的粒子成像测速仪测量系统测量流场随时间的发展。测量平面的尺寸为0.44m×0.61m。
当飞机模型通过测量装置时，摄像机和片光源都开始缓慢向下移动以跟踪其向下运动的涡流。结果如上图所示。
该图片显示了给出涡度参数的涡流路径和涡流结构的投影。涡流强度的测量值是从运行期间获得的150个帧中的每一个流场计算的。整合涡度产生“循环”，这是表征涡旋的更常见的参数
致谢
Dr.-lng.Klaus Hunecke
空中客车德国有限公司
电子邮件: k.huenecke@airbus.dasa.de
4、使用微型流体执行器的流场矢量化
概述
粒子成像测速仪用于测量亚声速射流的近场中心平面速度，出口直径为3.81cm，使用单流体和双流体执行器控制，每个流体执行器的等效直径为1.06mm。
流体执行器使用流体逻辑电路在喷射和剪切层中产生震荡速度/压力扰动，用于延迟分离，增强混合和抑制噪声。流体激励装置能够控制剪切流的潜在原因如下：它们没有移动部件，可以产生在频率，幅度和相位上可控的激励，它们可以在恶劣的热环境中工作，不易受到电磁干扰，并且很容易集成到可以运行的设备中。微型流体执行器的示意图如图1所示。
图1 图中显示了Bowles Fluidics制造的微型流体喷嘴的内部结构
系统结构
装置使用了一套具有激光源，数字成像设备以及用于数据分析的专用硬件和软件的PIV 2200系统。激光源是双倍频率的双腔Nd:YAG激光器，其工作波长为532nm（每脉冲50mJ），脉冲频率为15Hz。使用可聚焦的片材成型光学器件将重叠的中心光束扩展成20度角的发散光片。在测量点处，光片厚度约为1mm，并且在射流出口处照射垂直的直径平面。通过具有1008×1018像素分辨率的8位双帧CCD相机完成一对粒子图像的记录。中心位置在532nm（±15nm）处的带通滤波器放置在相机镜头的前面，以消除白光照射对所获取图像的影响。
测量细节
使用自适应互相关技术在线完成图像的处理以导出矢量图。这是一种多步算法，其中来自先前步骤的速度信息用于改进下一步的矢量位移预估，该改进方法利用了逐渐减小的询问区域，因此可以增加速度梯度的分辨率而不损害动态范围和信噪比性能。
使用雾化器产生射流示踪粒子，其产生大约1-2µm大小的液滴。对于每次测量，收集50-70个图像以评估平均速度特性。设定脉冲之间的时间间隔，以便产生64×64像素询问区域长度的20%-25%的最大粒子位移。选择了16×16像素的最终询问区域。峰值验证和移动平均技术用于在计算过程的每个步骤消除无效向量。
微型流体执行器
图2 流体执行器的流量瞬时图像 图3 微型流体执行器的时间平 图4 数据采集速率（15Hz）
均流动的涡度和矢量场 下瞬时涡度的动画
测量结果
图5 使用流体执行器的推力矢量激光片流动可视化图像。（a）无控制。（b）在工作压力为3psig（质量流量=1.84 x 10-5 Kg / s）下运行的单流体执行器。（c）在工作压力为6 psig（质量流量= 5.39 x 10-5 Kg / s）下运行的单流体执行器。注意：流体执行器安装在亚音速喷嘴的顶部。
图6 PIV结果（速度矢量，涡度和流线）： （a）无执行器 （b）在3psig压力下操作的单流体执行器（c）在9psig压力下操作的单流体致动器
参考文献
Ganesh Raman, Selvam Packiarajan, George Papadopoulos, Clifford Weissman, and Surya Raghu
"JET THRUST VECTORING USING A MINIATURE FLUIDIC OSCILLATOR,"
ASME FEDSM 2001-18057, 2001 Fluids Engineering Division Summer Meeting, New Orleans, Louisiana May 29 - June 1, 2001.
联系方式
有关本调查研究范围的更多信息，请联系： Ganesh Raman教授
机械，材料和航空航天工程系 伊利诺理工学院 芝加哥
IL 60616 312-567-3554 Raman@iit.edu
5、空客A380机翼/发动机部分的LDA测量
飞机制造商特别希望降低飞机阻力，以降低油耗并优化发动机性能。这使得飞机能够执行更急遽的起飞并实现更低的着陆速度，以及减少在起飞和着陆期间在跑道上产生的空气湍流。
空客A380模型在Airbus,Bremen的低速风洞使用Dantec Dynamics 2D LDA系统进行速度测量。
为了获得这些领域的更多知识，航空航天工业和研究机构广泛地研究了飞机边界层的层流化。在这方面特别感兴趣的是不同部件的连接部分，例如，机翼/发动机连结装置。
机翼/发动机横截面中测量平面的示意图
应用空间技术和微重力中心（ZARM）与DASA空中客车公司合作，成功进行了LDA测量。在全动力空客A / C模型的发动机/机翼部分上使用Dantec Dynamics 2D LDA系统进行测量。将结果与来自5孔管的测量结果进行比较。测量结果发布在2000年7月10日至13日在里斯本举行的第10届激光技术应用于流体机械国际研讨会上发表的论文中。
发动机和机翼后面的速度曲线。使用涡轮功率模拟器获得64.000rpm的发动机风扇速度
更多信息
里斯本会议组织者发表的全文可从以下网址获取PDF格式：http://in3.dem.ist.utl.pt/downloads/lxlaser2000/（见第4节）
致谢
Wolfgang Beyer，Marco Mahnken，Christoph Egbers和U. Milde *
Bremen大学应用空间技术与微重力中心（ZARM）。
电话：+ 49-421-218-2321
电子邮件：egbers@las.tu-cottbus.de
* DaimlerChrysler Aerospace Airbus GmbH, Bremen.
6、三维LDA测量喷射冷却板上的横向冲击射流
一般希望降低燃料消耗率并增加航空发动机的推力/重量比，这需要更高的涡轮机入口温度。因此需要有效的冷却方法，以确保壁衬温度足够低并且均匀。需要进行热防护的部件包括涡轮机端壁，涡轮机叶片和火焰稳定器。最有效的冷却方法是蒸发冷却，其中冷却剂流过多孔壁，这样传热面积大并且从壁面出来的空气形成保护膜。蒸发冷却的主要缺点是颗粒或氧化物会堵塞孔隙。因此，更实用的冷却方法是喷射冷却。穿过壁面钻出大量小注入孔，这些孔足够大，可确保没有颗粒卡在孔里并阻碍气流。
本文设计了一个缩比实验，并在带有与主流方向相差30°多排喷射孔的平板上进行测量。使用三分量激光多普勒风速测量法对第三行倾斜射流中的一个进行测量。
研究的区域包含35340个测量点，长11d，高2d，宽2d，d是喷射孔直径。在实验中喷射孔直径为5mm。这些孔以交错的方式加工，横向间距为4d，纵向间距为6d。在该研究中，操作参数是Red= 6000，Ma0 = 0.05，Ujet / U0 = 0.89，Tjet / T0 = 1并且rjet / r0 = 1。
两个反向旋转的焦点靠近壁面，在横向射流的尾迹处。从下游位置观察流带并在对称平面中镜像以便于说明。一个区域的尺寸为0.9mm'0.9mm'0.4mm，中心位于x / d = 1.5，y / d = 0.1和z / d =±0.1。另一个区域包含500个测量点。流带根据速度大小着色。
测量中使用了三台Dantec Dynamics Burst频谱分析仪（BSA）。 LDA以侧向散射模式工作，减少了壁面反射。每个光学探头具有1.94倍的光束扩展器和310mm前透镜。这种布置提供了45mm的测量区域，具有近似球形的形状。小测量区域减小了速度梯度偏差。所有三个BSA都在硬件主重合模式下工作。
不同平面上的雷诺应力。在焦点下游发现了高湍流水平（26％），并且在出口处的射流下方发现了低湍流水平（4％）。流动从右下到左上。
在射流尾迹处，中心平面的每一侧都发现了一个焦点，这些焦点是反向旋转的并且在注射孔后引起反向流动。焦点涡旋和孔侧的涡旋在中心平面的每一侧共同旋转。它们在下游位置处对齐并可能螺旋在一起。此后，速度场由中心平面每侧的两个涡旋支配。在反向旋转焦点的下游发现了不稳定的鞍状点。射流与其下方的逆流之间以及焦点处的剪切层显示出大的平均速度梯度。在焦点的每一侧都发现了低湍流水平（4％）和高湍流水平（26％）的流动。
在孔口附近发现低湍流水平的流动，而在不稳定节点附近发现高湍流水平的流动。在节点下游的位置观察到（U，W）的平面肾形连接点p.d.f.s，这表示射流的涡旋脱落或摇摆。这也表明热交叉流体从侧面扫入。
流线显示平均速度场，根据湍流动能着色编码。厚洋红色的流管位于涡流的核心。流东从上到下。数据取自[1]
通过平衡雷诺平均动量方程中的所有项来计算压力梯度。通过对最小二乘法中的梯度进行积分获得压力场，实验发现了喷射器前面的高压区域，这导致横流液体侧向升起和偏转。在喷射器侧面和每个焦点内部的涡流核心中看到了低压区域。在注入孔的下游发现了一个低压带，导致射流向下偏向壁面。在反向旋转涡流的核心中发现了一个压力更低的低压区域。有关详细信息，请参阅[1]。
[1] Gustafsson, K. M. B. 2001. Experimental Studies of Effusion Cooling. Ph.D. thesis, Department of Thermo and Fluid Dynamics, Chalmers University of Technology, SE-412 96 Göteborg, Sweden.
致谢
K. M. Bernhard Gustafsson和T. Gunnar Johansson
查尔姆斯理工大学，热和流体动力学系，湍流研究实验室
SE - 412 96瑞典哥德堡
电话：+ 46-31-772 1400
7、跨音速涡轮机叶栅中流动的速度测量
在轴流涡轮机叶栅中进行二维速度测量，以及表面压力测量和流动可视化。特别强调叶片尾流中的马赫数和湍流分布以及最近提出的使用高速冷却喷嘴的涡轮叶片冷却系统。
为提高效率而提高的涡轮机入口温度导致需要对第一级涡轮机叶片和导叶进行全覆盖气膜冷却。在该项目中，通过实验研究了使用欠膨胀射流进行涡轮叶片冷却的可能性。欠膨胀的射流具有向弯曲表面折转的强烈趋势，因此这些气膜具有涡轮叶片前缘气膜冷却的能力。在这个区域，前面叶片的气流尾迹和冲击与冷却气膜之间产生强烈的干扰，降低了冷却效率。实验在该研究所的涡轮机叶栅试验台上进行，以确定这种效果是否会改善涡轮叶片气膜的冷却效率。
与这些薄膜冷却实验同时进行的是在标准VKI涡轮叶片叶型的尾迹上进行测量。在涡轮机械中，尾流与静子和转子之间的相互作用引起的固有不稳定性对效率和性能具有显着影响。湍流尾流的预测很大程度上取决于湍流模型。因此，为了验证数值计算的代码，通过实验和数值计算对标准涡轮叶型进行了研究。
实验设备
热力涡轮机械和机械动力学研究所有几个试验台，其中包括一个轴流叶栅试验台和一个目前正在建设中的跨音速试验涡轮机。这些试验台由位于该部门的3MW压缩机站连续驱动运行。为了完成试验台上的测量任务，该研究所配备了Dantec Dynamics LDA系统，该系统基于57N20 / 57N35 BSA增强系统，41T50 3D轻量导线，6W氩离子激光器和60x41 FiberFlow变送器。用于叶栅测试的前部光学系统包括一个具有2.2mm光束直径的60x67 2D探头，一个55x82光束角度调整单元和具有400mm和250mm焦距的镜头（测量区域的长宽分别是100mm和70mm以及每个通道的最大可检测速度分别为430和270 m / s）。该系统由TU Graz机械工程学院的四个研究所共享。
实验步骤
在湍流和气膜冷却研究中，测试了该研究所的涡轮机械轴流叶栅具有不同叶片数量的各种测试部分。通常，叶片高度为100mm，测试部分入口面积为230mm×100mm。中心部分可通过两侧170mm x 95 mm的窗口部分进入（带有改善测量结果的防反射涂层冠状玻璃）。使用palas AGF-5D粒子发生器和DEHS液态粒子发生器，产生极细的示踪剂液滴，并在测试部分前面6m处添加到流动中。在涡轮叶片的下游区域中，在获取数据时使用高质量因子设置以忽略来自大液滴的数据。观察到较大的液滴，最可能是由叶片通道和叶片后缘区域中的表面相互作用引起的。当使用3D轻质移动横架和250mm或400mm透镜穿过靠近表面的流动时，要么通过使一个光束移动到探头的中心，其余三个光束在平行于表面的平面上的方式调整四个激光束，要么使探针略微倾斜并且两个光束平行于表面，并且两个通道在靠近表面测量时测量到了几乎相同的速度。这使得在重合测量中有更好的验证率。在系统运行时，横木与涡轮叶片精确对准后，我们在距表面2/10 mm处进行测量，重新定位精度为±1 / 10mm。
在所有实验中，BSA1和BSA2处理器的相同频率范围在初步测试运行中优化后使用，主要取决于检测到的湍流水平，并且频率范围越大，记录的噪声越多。针对每个网格点和每个处理器优化中心频率。对于最佳重合率，2D系统以这样的方式调整，即在流动中的某些部分—该部分的湍流结构是最重要的—u和v速度分量具有大致相同的大小。
测量结果
图1 -在出口马赫数1.2处的涡轮叶栅中的二维速度和湍流测量。左图显示了速度矢量作为数字评估的差分干涉图（密度梯度图）的叠加。清楚可见的是在74测点的第一次冲击和在94测点的第二次冲击。在尾流中，湍流水平显着增加。 （此处湍流水平是RMS除以局部平均值;已使用400 mm镜头）。
图2 - 在亚音速条件下涡轮叶栅后缘三个平面内的速度和湍流分布; a0是滞止声速。将实验结果与不同的数值湍流模型进行比较（a0滞止声速，w速度，k湍流动能，来自使用u'和v' 的公式来计算的 2D速度波动，c_ax轴向弦长，s叶片间距，x和y长度坐标）。
图3 - 速度测量使用纹影可视化显示了高速冷却气膜围绕涡轮叶片的前缘区域弯曲的影响（这里使用250mm透镜进行LDA测量）。
图1和图2显示了为了改进数值计算代码进行的的速度和湍流测量，比较了不同湍流模型预测湍流涡轮机械流动的能力。图3记录了一种用于研究高速气膜冷却的新方法。围绕前缘弯曲的冷却薄膜清晰可见。比较了使用和不使用冷却气膜的平均速度。在冷却狭缝（出口高度为0.1mm）之后，冷却气膜和主流立即彼此相反地移动，产生高湍流动能，从该区域中的所有LDV记录（二维重合记录）清晰可见。虽然在剪切层中产生高度的湍流，但是欠膨胀的射流本身完全粘在前缘周围的表面上。在图3中，记录表明流动的滞止点区域中的流动方向和流动幅度的显著变化。该冷却气膜也经受周期性的压力波影响，压力变化高达总入口压力的20％，而不会从具有热防护的表面吹走。在本案例中，使用Dantec Dynamics设备也进行了周期性变化的流速测量。
致谢
J.Woisetschläger，N.Mayrhofer，M.Forstner，A.Gehrer，W.Reinalter
格拉茨技术大学，热力涡轮机械和机械动力学研究所
H. Jericha教授， Inffeldgasse 25，格拉茨技术大学A-8010
http://www.ttm.tu-graz.ac.at
8、飞行中测量结冰云特征
应用描述
新飞机必须根据公认的航空法规严格认证。认证程序还要求在测量到的自然结冰条件下进行飞行试验，该条件与液滴的平均有效直径，液态水含量和空气温度之间有关。实际上，这意味着只能在某些明确规定的结冰条件下进行结冰试飞。在这些条件限制下，可以使用Dantec Dynamics的粒子动态分析仪在飞行中测量。
捷克共和国的 Kunovice LET a.s最近开发的L 610 G飞机在结冰飞行条件下进行了详细的PDA测量。所有仪器都安装在机身内部。通过平面玻璃窗提供对飞机机身外300mm的测量点的光学通路。测得的液滴平均速度约为80m/s。液滴尺寸在1-70μm的范围内。
光学PDA装置具有非常好的稳定性，整个装置可承受强烈的飞行振动和高达1.8 g的动态载荷，并且不会出现错位。在飞行期间不需要重新调整。MultiPDA信号处理器对所测试的飞机电力线中存在的电涌具有非常好的抵抗力。
在结冰云中测试使用的飞机
安装在飞机内部的PDA系统
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实验设备 |
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发射探头： |
55倍模块光学镜片 |
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发射焦距： |
500mm |
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光束散射： |
30mm |
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接收探头： |
ClassicPDA |
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接收焦距： |
600mm |
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激光功率/类型： |
15mW，He-Ne |
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散射角度： |
148° |
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极化方式： |
平行极化 |
9、沿飞行器飞行路径的风况
本文涉及了用于调查导致1996年北大西洋法罗群岛飞机坠毁风况的一架3-D热线式风速计。飞机正在靠近峡湾附近的机场，机场两侧有陡峭的山脉。在横风条件下，峡湾类似于空腔，并且经常存在严重的湍流。
使用Dantec Dynamics StreamLine CTA系统在机场周围地形模型上沿飞机飞行路径进行测量。模拟由丹麦Lyngby的丹麦海事研究所（DMI）负责。目的是重建在坠机前的几分钟内飞机上的风载荷，并将此信息输入飞行模拟器进行进一步研究。
实验设备和过程
按照1：1500得到的机场周围的地形模型被放置在DMI的风洞中，该风洞具有非常宽的边界层（13.6m x 1.7m测试区，最大速度7 m / s）。该模型按照风洞的方向布置，风速根据事故当天的气象观测进行调整。该飞机由三轴热线代表，由一个带有伺服电机的横动系统带动热线移动。热线沿着定位器梁的路径经过4m的长度（实际相当于6km）。
在进行热线测量之前，通过在飞行路径中放置簇状绳来显示流动。然后在没有风的条件下驱动热线“飞行”以得到横动系统振动对测量速度的影响。还根据横动系统的速度检查来自热线的平均速度。
实验以多个相同的流量进行，风洞速度与热线速度的比率约为1：3的固定比率（风洞：1.3m / s; 热线：4m / s）。这相当于实际风速为20m/s，飞机速度约为200km/h。由来回移动系统触发数据采集并持续1s，每次飞行得到约2,500个速度样本。
针对每次飞行计算基于飞机的坐标系中的风速分速度U，V和W。合成速度由转换的热线信号减去横动系统的速度得到。结果表示为来自10个相同飞行的U，V和W的平均值与距机场的距离的函数。执行了三组飞行，一组在定位器梁中，另外两组偏离定位器梁±5°。
取得的成果
图1.沿着定位器梁的风速分量与机场距离的函数关系
沿着飞行路径的典型速度型如图1所示。飞行方向是从右到左。 x轴是距离机场的海里距离。起初（曲线的右端）风况非常规律，几乎恒定的正面水平风。然而，当热线进入峡湾时，会发生非常大的湍流，该情况下U分量反转并且存在强烈波动的垂直W分量（等比例放大后几乎±10m / s）。这些情况持续到坠机，离跑道约1.5海里。
飞行模拟器的后续测试证实，在这些风力条件下，飞机几乎没有机会安全着陆。
据我们所知，这是第一次将风洞中的风况实验重建用于飞行事故的调查。
