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2002年 第1期

进展述评
战斗机的发展对隐身与气动技术的需求
李天
2002, 16(1): 1-7,26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.001
摘要:
战斗机在现代战争中具有很重要的作用,为了在未来空战中获得主动权,各国都非常重视高性能战斗机的研制和发展.作者分析了战斗机及无人作战飞机的发展趋势,阐述了战斗机隐身性的作用及在飞机布局设计中采用的减缩措施,提出了新一代战斗机的隐身及气动力性能的指标和要求.
实验研究
高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算
乐嘉陵, 詹妮迈德芙, 曼彻娜娅, 维特拉斯基
2002, 16(1): 8-20. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.002
摘要(129) PDF(13)
摘要:
本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数(斯坦顿数)的计算结果.采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应,并对两种方法的计算结果作了仔细的比较.由文可见,对于在稠密大气层内,沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器,能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热载荷.此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算.
栅格翼绕流特性的实验研究
陆中荣, 王海文
2002, 16(1): 21-26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.003
摘要:
研究了栅格翼的绕流特性.采用氢气泡法和丝线法在水洞和风洞中进行实验,显示了栅格翼的自由涡系,迎角0°~40°范围内各网孔内的流态.还对栅格翼绕流的基本特性以及流动机理作了讨论和分析.
布撒器气动特性分析
胡汉东, 刘长秀, 杨其德, 周乃春, 谭俊杰
2002, 16(1): 27-32. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.004
摘要:
为了确定布撒器的气动特性,在中国空气动力研究与发展中心高速所0.6m×0.6m风洞中进行了1:7缩比模型常规测力试验.实验结果表明:在实验攻角下,布撒器横向稳定;在小攻角下布撒器呈方向静安定;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半,布撒器纵向最大配平攻角约为4°~6°之间;如果采用全部舵偏,布撒器在所有实验攻角下均可配平.
堆积粉尘本构方程的实验测试
范宝春, 雷勇, 赵振平
2002, 16(1): 33-35,60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.005
摘要:
确定堆积粉尘的本构方程对讨论有关现象是十分重要的.设计了一种测试方法,利用阴影摄影和带示踪粒子的x光脉冲摄影,记录激波与堆积粉尘相互作用的流场,再通过对该流场的理论分析,以确定堆积粉尘的本构方程.以超细淀粉为例,对所测的方程做了实验验证.
椭球形舞台壳体风荷载风洞实验研究
顾志福, 侯军祥, 李燕, 邹正平, 赵向东, 尹华钢, 黄伟, 黄永政
2002, 16(1): 36-42. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.006
摘要:
通过风洞模拟试验研究了椭球形舞台壳体,及其三种开启状态时的风荷载特性.结果表明就整体风荷载而言椭球体的阻力系数不是很大,但由于气流的分离和再附,椭球体的局部会出现很大的负压,系数可达-2.0以上.另外,周围建筑对椭球形舞台壳体的风荷载影响很大.
嵌套网格粘性流动数值模拟用于风洞洞壁干扰研究
焦予秦, 乔志德
2002, 16(1): 43-49. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.007
摘要:
运用嵌套网格技术和Navier-Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟、评估和修正.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta 时间步长格式进行积分.计算结果证明了该方法的可行性和优越性.
悬停状态直升机剪刀式旋翼的试验研究
陈维芹, 徐国华, 梅卫胜
2002, 16(1): 50-55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.008
摘要:
为了研究剪刀式旋翼的气动特性,在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究.试验中采用了新研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统,以确保试验结果的可靠性.作为对比,笔者首先针对普通尾桨进行了试验,给出了旋翼拉力和扭矩随总距角变化的试验结果.然后,着重进行了剪刀式旋翼的试验,测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化,并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比.结果表明,剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾桨拉力大小,但对扭矩的影响不大.
一种改善水槽尾部流态的新型斜拉孔板尾门
奚斌, 郑松乔, 黄才安, 杨鹏飞
2002, 16(1): 56-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.009
摘要:
为了改善水槽尾门对水槽尾部流态的影响,从几种常用水槽尾门对流态影响的分析入手,结合明渠流速分布对数公式和小孔口自由出流公式,并根据分层来流量与孔口出流量相等的原则,推导出一种新型斜拉孔板尾门开设孔径的计算公式.经验证,用该公式设计的新型斜拉孔板尾门对水槽尾部的流态影响较小,在水槽总长度不变的前提下,可增加水槽的有效工作长度.
超声速静风洞的气动设计
周勇为, 常熹钰, 易仕和, 张艳
2002, 16(1): 61-66. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.010
摘要:
论述国际上关于超声速静风洞发展的基本过程、发展水平和我国发展这一风洞实验设备与技术的必要性,对静风洞的基本概念、层流喷管的设计方法等有关环节进行了简单的论述与讨论.根据国外发展静风洞的经验和成果,针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景,提出一座静风洞(SQWT-120)的气动设计,SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径120mm,Re/m=0.46~1.78×107,运行时间6~60s.
高超声速圆球模型飞行流场的数值模拟和实验验证
柳军, 乐嘉陵, 杨辉
2002, 16(1): 67-73,79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.011
摘要:
对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡11组元气体模型求解非定常轴对称N-S方程组.使用有限差分时间相关法捕捉激波,得到了定常流场的解.差分方程隐式部分采用了LU-SGS方法以避免矩阵运算,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题.由计算结果处理得到的阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态.
测量与显示
弹道靶红外辐射测量
葛学真, 赵成修, 竺乃宜, 张正信
2002, 16(1): 74-79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.012
摘要:
为深入认识再入物理现象,在弹道靶上做了模型头部和近尾流红外辐射测量.发射器为14.5mm口径的二级轻气炮,模型为φ10mm的球,材料为聚碳酸酯和铝,模型发射速度4~6km/s,使用红外lnSb探测器测量波长3~5.4μm的红外辐射,靶室压力5.32kPa.实验中使用光电法测量模型速度,两站阴影照相进行模型姿态监测和速度核实.实验结果表明:球模型的红外辐射强度强烈依赖于模型材料和模型飞行速度.对不同材料模型头部和尾流部辐射强度的定性比较说明由于低温材料烧蚀产物的存在,极大地增强了头部和近尾流区的辐射强度,而且延长了尾流辐射长度.
彩色计算干涉技术及应用
吴颖川, 乐嘉陵, 贺安之
2002, 16(1): 80-86,93. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.013
摘要:
在对高速气流进行干涉法测量时,由于激波的作用或者光的散射、斑点等现象,干涉图的干涉条纹可能会出现不连续.笔者通过仿真M-Z干涉仪或全息干涉仪光学模型,并且采用对多块不规则网格的计算流体力学结果进行重构的直接体视化图形算法,得到了高分辨率的彩色数值干涉图,克服了干涉条纹的不连续性并给出了一个弹道靶中超高声速钝锥流场的例子.
矢量喷管六分量测力试验台的研制
付尧明, 王强, 额日其太, 仇畔祥, 熊章荣
2002, 16(1): 87-93. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.014
摘要:
为用于矢量喷管试验而研制的新型六分量天平试验台选择台式天平作为测力天平设计方案、对称全弹性波纹管作为连接试验台和固定管道的引气管道,采用地轴单元校和地轴多元校获取天平工作公式,并采用试验修正消除波纹管的影响.根据天平静校和标准收敛喷管的动校检验,该天平性能达到了设计要求,说明天平的研制是成功的.
带气浮轴承的小滚转力矩气动天平的研制
王树民, 谢斌, 刘伟
2002, 16(1): 94-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.015
摘要:
为测量滚转力矩为g@cm量级的小不对称烧蚀弹头的滚转力矩系数,采用了以气浮轴承支撑模型,用天平来测量模型上的滚转力矩的测量方法.天平的设计载荷为0.02N@m.试验表明:所研制的气浮天平既具有常规天平经济、直观的优点,同时又具有比常规小滚转力矩天平高一个量级的测量精度,能用于10-6级测量.
激光多普勒测速方法研究超声速冲击射流
韩标, 姚朝晖, 汤荣铭, 许宏庆
2002, 16(1): 99-103. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.016
摘要:
在超声速射流噪声的产生中,喷嘴出口的激波栅格结构有是推测激波噪声基频的基本参数.应用激光多普勒测速方法对收缩喷嘴欠膨胀射流垂直冲击平板的流场进行了测量,获取了射流轴线上的速度分布.从该轴线速度的起伏推算出自由射流段的激波栅格间距与前人用接触测量方法得到的经验公式基本一致,但是比该经验公式值低5%以上,表明由该接触测量所得的经验公式描述的激波栅格间距可能大于实际的激波间距.
工程估算
超声速大迎角条件下小展弦比弹翼压力分布计算研究
周岭, 赵协和
2002, 16(1): 104-107. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.01.017
摘要:
为计算超声速高M数及大迎角条件下小展弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布,采用面元法及非线性压缩性修正方法,获得了与实验数据吻合较好的计算结果.

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2021年8月13日