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2002年 第2期

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实验研究
钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析
董维中, 乐嘉陵, 高铁锁
2002, 16(2): 1-8,20. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.001
摘要:
在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难.笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier-Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虑组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题.研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和飞行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差.最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风洞试验能力区域.
Scramjet燃烧室流场的三维并行数值模拟及试验比较
郑忠华, 乐嘉陵
2002, 16(2): 9-15. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.002
摘要:
作者采用时间相关法,通过有限体积离散,运用带化学反应的全N-S方程,在神州巨型机上,针对试验模型,对油气比Φ=0.0和0.35的喷氢Scramjet燃烧室流场进行了三维并行数值模拟,得到了流场的精细结构.并行模拟所得壁面压力分布与试验所测得的壁面压力分布吻合较好.
战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究
黄勇, 董立新, 赵克诚, 梁万仓, 毛书熹, 赵协和, 伍开元
2002, 16(2): 16-20. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.003
摘要:
为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD-1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验.实验结果表明,相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差,其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度.
三个丁坝流态研究
吕志咏, 张柏山, 祝立国
2002, 16(2): 21-24,83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.004
摘要:
利用流动显示和片光源技术对绕丁坝的流动结构在北航水槽中进行了研究.研究发现在丁坝的上游会形成马蹄涡,在丁坝的头部会形成卡门涡,按Re数的大小可以把绕丁坝的流态分成5类.实验表明丁坝的交角及丁坝的个数对丁坝的流态有重要影响.
格尼襟翼对某运输机翼型的增升试验研究
杨炯, 张维智, 王元茂, 李进学
2002, 16(2): 25-29. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.005
摘要:
利用新技术、新措施、新方法进行增升研究是飞行器布局研究的重要课题之一.作者结合某型运输机在改型中需要进行增升的工程应用背景,通过二元翼型的测力、测压及流动显示试验研究,详细研究了格尼襟翼的增升机理和对该运输机翼型的增升效果.研究结果表明,对该运输机,格尼襟翼的最佳高度为当地弦长的2%,升阻比最大可增加13%左右,因此可以满足该运输机改型的需要.同时,格尼襟翼的增升方式具有较好的推广应用价值.
Gurney襟翼对单段翼型动态气动特性的影响
周瑞兴, 惠增宏, 金承信
2002, 16(2): 30-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.006
摘要:
在西北工业大学NF-3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验.研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板(TAB)状态时的增升效果.实验结果表明,高度为0.010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22%和16%,而使OA212MK+TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19%和5%.
侧向喷流的一种直接实验模拟
程克明, 吕英伟, 张其威, 程朴人
2002, 16(2): 36-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.007
摘要:
研究了侧向喷流的一种直接实验模拟技术,旨在探讨喷流力直接作用在天平上时,侧向喷流对气动载荷的影响及其增益情况.本文的直接模拟是通过一种通气式应变天平实现的.研究中分析了有关模拟原则,妥善处理了诸如高压气体密封、天平变形引发的漂移、干扰等相关技术问题,并在一尖拱柱构型上实现了多种条件下的直接模拟,给出了来流条件和喷口参数条件对法向力、俯仰力矩增益因子的影响.最后,就实验结果进行了适当讨论和评述.
回转体头部空化噪声特性的实验研究
李福新, 邓飞, 鲍鹏, 张宇文
2002, 16(2): 42-46. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.008
摘要:
为了分析回转体头部空化噪声特性,利用高速水洞实验室对实验测得的回转体圆头头体、平头头体模型空化噪声的谱特性进行了测量.测量结果表明:在空化形态不变的条件下,空化噪声宽带谱级将随空泡数的减小而单调增加;随着空化的发展,其空化噪声谱的低频段升高,而高频段的噪声则相对下降;在空泡数基本相同的条件下,模型空化噪声的宽带谱级和谱形基本相同.
障碍物导致火焰变形的数值模拟
杨宏伟, 范宝春, 李鸿志
2002, 16(2): 47-51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.009
摘要:
工业部门大量存在着障碍物.实践证明,障碍物对加速燃烧和诱导爆炸具有非常重要的影响.为了深入研究障碍物与火焰之间的关系,本文基于湍流的k-ε模型和改进的EBU-Arrhenius燃烧模型,考虑了障碍物对流动的附加作用,通过修改方程的源项,建立了湍流加速火焰使火焰形状改变的理论模型.本文选用Simple格式,壁面边界层采用壁面函数法处理,模拟了火焰在含有障碍物的三维空间中的传播现象,其数值模拟得到的火焰形状与实验结果做了对比,结果表明本计算是成功的.最后,还分析了导致火焰变形的原因.
尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响
徐燕, 王晋军, 李亚臣
2002, 16(2): 52-56. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.010
摘要:
为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响.迎角α范围为30°~50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°~30°.试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好.迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度.对于迎角α=40°,当弯折角度B=20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%~35%c.
高超声速弹道靶泰氟隆锥模型及弹托设计
石安华, 李毅
2002, 16(2): 57-62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.011
摘要:
模型及弹托设计是开展弹道靶试验研究的基础.对用于再入物理特性研究的泰氟隆锥模型,采用了钨、铝作芯体配重的鞘套结构,而弹托采用了四瓣不封底和八瓣全包覆两种结构并选用了聚碳酸酯和超韧尼龙两种材料.发射试验结果表明:用此方法设计的泰氟隆锥模型和选用超韧尼龙做成八瓣全包覆弹托能实现泰氟隆锥模型的超高速发射,模型的发射速度达到5.7km/s,且模型与弹托分离满足再入物理试验研究的要求.
8m×6m风洞第一试验段大气边界层模拟
李明水, 王卫华, 陈忻
2002, 16(2): 63-66. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.012
摘要:
介绍了在8m×6m风洞第一试验段(12m×16m)一种地形的大气边界层模拟装置的设计、风洞流场校测试验.试验结果表明:模拟实现的流场品质(平均风速剖面、湍流强度剖面、湍流谱以及积分尺度等)完全可以满足桥梁试验要求的来流特性.
测量与显示
应用脉动压力测试技术探测边界层转捩
胡成行, 黄叙辉, 李红梅, 周文军
2002, 16(2): 67-71. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.013
摘要:
在M=0.604、0.703、1.962时对10°锥自然转捩情况下的脉动压力特性进行了测量.试验数据表明:转捩区的压力脉动明显增大,转捩雷诺数(以10°锥顶点至转捩结束点之间的距离为参考长度)随M数增大而增大.
湍射流的三维LDV测量
夏振炎, 姜楠
2002, 16(2): 72-77. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.014
摘要:
对于湍射流下游(即喷口距离大于50倍直径处)的平均速度、脉动速度等流场性质的实验研究较多,而关于射流上游(喷口距离6倍直径内)的实验数据较少.为了测量低速湍射流的平均速度和脉动速度等流场性质,本文利用三维激光多普勒测速系统(3D LDV)对直径21mm 的射流进行了湍流测量和流场分析,引入频移技术来确定速度的方向,因所用系统测量的三个速度分量彼此并不相互垂直,故进行了相应坐标变换,同时对测量系统装置和测量基本原理及实验方法进行了介绍,给出了流场脉动速度和湍流度等的实验结果.结果表明低速近喷口处湍射流的三个脉动速度分量、平均流速、射流宽度、雷诺应力等均呈规律性变化.
模糊逻辑方法用于气固两相流动PTV测量中的颗粒识别过程
蔡毅, 由长福, 祁海鹰, 徐旭常, 山本富士夫
2002, 16(2): 78-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.015
摘要:
采用人工智能中的模糊逻辑方法进行气固两相流动PTV测量中的颗粒识别,因更多地模拟人脑的思维过程使得识别效率得到大幅度的提高,同时,在识别过程中可以获取大量有关颗粒本身的信息,如形状和尺寸等,由此可将气固两相流动中的不同尺寸的颗粒区分开,从而可实现对气固两相流动的测量.
先进风洞气源系统的研制与运行
楼洪钿
2002, 16(2): 84-87. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.016
摘要:
系统包括空气压缩、空气处理、储气、冷却水供应和中央监控等五个分系统,空压机的吸入流量为248m3/min,排气压力为2.4MPa,成品气常压露点达-38℃,可以满足一座0.6m量级的高速风洞对气源的需要.该系统在与800m3储气容积配套时,能保证在气体流量达140kg/s、持续时间达40s的风洞试验中,其总温变化不超过1.5K.
自由飞试验模型惯性矩的测定
黎肄彪
2002, 16(2): 88-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.017
摘要:
作者根据多年来自由飞试验的实践,叙述了自由飞模型惯性矩的调试、计算、误差分析与处理的经验与方法.
2.4m风洞大规模测压试验技术及应用
李平, 谢艳, 杨奇磷
2002, 16(2): 92-96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.02.018
摘要:
在2.4m风洞中进行全模测压试验,可以充分利用该风洞尺寸大的优势,更精细地模拟试验对象的几何外形,在流场变化比较复杂的地方,可以尽可能多地布置测压点,更准确地测量部件性能和整体性能.但进行大规模的测压试验,对测量设备及测量技术将提出更高的要求.本文讨论了在2.4m风洞进行大规模测压试验需注意的关键技术问题,并提出了解决的方法及其应用效果.

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日