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2003年 第2期

进展评述
民机空难相关非定常气动力问题研究
伍开元
2003, 17(2): 1-9. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.001
摘要:
近年来,非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅,已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点.大气飞行气动力环境本质上是非定常的,而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计,这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷.简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况,着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径,旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标.
实验研究
塞式喷管气体动力学过程冷流实验研究
李江, 马家欢, 潘文欣, 翟曼玲
2003, 17(2): 10-14. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.002
摘要:
开展了塞式喷管气体动力学过程的冷流实验研究.实验对不同压比条件下塞式喷管塞体表面的压力分布进行了测量,对塞体长度、侧板影响、底部特性以及二次流影响进行了研究.通过冷流实验揭示了塞式喷管的气体动力学过程和流动特性,得到的结论主要有:(1)有无侧板对塞体边缘压力分布影响比较明显,对中心线压力分布影响很小,无侧板的情况下喷管性能会有一定损失.(2)尾迹开放状态下,底部压力随环境压力变化,由于底部涡的影响,底部压力低于环境压力;尾迹闭合状态下,底部压力不再随环境压力变化.(3)尾迹闭合状态下,在底部加入二次流会有比较明显的增压效果;尾迹开放状态下,二次流对短喷管增压效果不明显,但对长喷管有一定的增压效果.
边条翼前缘涡非定常涡场特性研究中PIV技术的应用
吕志咏, 祝立国
2003, 17(2): 15-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.003
摘要:
描述了应用PIV技术在水槽中对边条机翼上旋涡及破裂旋涡流场进行的测量和分析.实验是在北航水槽中进行的.通过PIV技术的测量,揭示了旋涡及破裂旋涡中的非定常特性,这种非定常特性同飞机上机翼、尾翼的抖振密切相关.实验结果表明,对于未破裂的边条涡,存在着两种非定常特性,其一是剪切层中不断地有小涡沿剪切层输运和合并.其二是由一次涡诱导的二次涡与剪切层中的小涡互相诱导引起的非定常现象.对于破裂涡,则发现与未破裂的涡相比,截面上涡量分布的区域突然扩大很多,最大涡量的绝对值也比上游未破裂区截面上的涡量最大值小.此外还发现在涡量分布区域出现反涡量,这同涡破裂后出现涡核螺旋变形有关.对于同一截面处涡量分布是非定常的.
亚临界雷诺数细长体绕流流态随迎角的变化和分区
王刚, 邓学蓥, 王延奎, 陈学锐
2003, 17(2): 19-25,36. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.004
摘要:
通过在北航1.2m水洞中利用染色液显示和激光片光技术的显示实验以及在西工大NF-3风洞中进行的表面测压实验,对拱形头部细长旋成体在无侧滑条件下的流场结构和流动特性随着迎角的变化进行了实验研究.在流动显示和测压结果分析的基础上,对迎角从0°到90°范围内绕细长体的流动进行了流态分区,即细长体绕流经历6种流态:极小迎角下(0°≤α≤3°)物面附着绕流流态、小迎角下(3°<α≤25°)背部对称旋涡流态、中等迎角下(25°<α≤40°)背部2个非对称旋涡流态、大迎角下(40°<α≤60°)的非对称多涡系复杂流态、特大迎角下(60°<α<75°)背部多个旋涡依次破裂的流态、极大迎角下(75°≤α≤90°)背部类卡门涡街(或随机尾迹)流态.阐述了不同区域的流动特性和气动特性.
后缘拐折翼气动特性试验研究
邱玉鑫, 刘刚
2003, 17(2): 26-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.005
摘要:
对后缘拐折翼的气动特性进行了风洞试验和水洞试验研究.结果表明,机翼后缘拐折处的集中涡有吸引和固定翼面涡的作用,合适的拐折会得到明显的气动收益,在大攻角时,会使升力增加,俯仰力矩特性得到改善;内拐折的深度大,对大攻角气动特性有利;在带边条时,合适的拐折点最好在边条前缘延长线的外侧附近.
入口形式对进气道低速特性的影响试验研究
巫朝君, 杨万富, 李征初, 王勋年
2003, 17(2): 32-36. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.006
摘要:
通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析.结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机.
动导数支架干扰的试验研究
杜希奇, 王学俭, 周遹
2003, 17(2): 37-40. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.007
摘要:
采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验,实验结果表明:在强迫振荡动导数实验中,支架干扰对动导数实验数据有明显的影响.通过对实验数据进行支架干扰修正,可以进一步提高实验结果的准确性.
75°/45°双三角翼旋涡特性的试验研究
刘展, 蔡国华
2003, 17(2): 41-44. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.008
摘要:
采用七孔探针在低速风洞中对双三角翼截面和尾流进行流场测量,并进行翼表面测压试验,研究了75°/45°双三角翼在中等迎角到大迎角下的旋涡特性.试验表明,用七孔探针测量空间流场,结果准确可靠.75°/45°双三角翼的流态特点是,由于内翼涡对外翼涡的诱导作用,使外翼涡趋于稳定,在一定迎角下,两涡发生绕合与合并,随迎角增加,合并涡破裂点前移.
民机后体试验技术研究
郝卫东, 司永昌, 李彤
2003, 17(2): 45-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.009
摘要:
笔者给出了民机后体在低速风洞进行试验的一种新的和实用的试验方法.对试验设备、模型设计、支撑方式、天平的选择和角度控制精度等均进行了介绍,对试验方法和数据处理也给出了具体要求.在民机后体试验技术研究中,采用多种不同后体形状和有无尾翼模型进行试验.从试验结果可以看出不同后体阻力系数微小差别,可满足民机后体研制需求.
矢量喷管静推力特性风洞实验研究
徐铁军, 李聪, 曲芳亮
2003, 17(2): 49-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.010
摘要:
给出了轴对称收扩喷管和实施矢量偏转后的收扩喷管模型在FL-8风洞中的动力模拟静特性实验结果.对于轴对称喷管模型主要进行了喷管的推力特性测量,对于实施矢量偏转后的喷管模型除了给出了喷管推力特性外,还给出了喷管的偏转效率.实验结果表明:在FL-8风洞中进行单喷管的推力静特性测量实验结果可靠,与理论规律相一致.
环形叶栅分离旋涡频谱特性研究
葛敬东, 周海, 陆亚钧
2003, 17(2): 54-58. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.011
摘要:
施加非定常气流脉动激励将大幅度减少叶栅分离损失.而激励的效果与本身的气流脉动频率以及强度等因素有关.为了考察非定常气流脉动激励对叶栅气流分离的作用,以及激励作用效果最佳时激励脉动频率与叶栅分离旋涡脱落频率之间的关系,进行了叶栅分离旋涡脱落频率的测量.实验在环形叶栅实验台上进行,利用IFA300热线风速仪等测试仪器进行实验,分析了不同实验条件下环形扩压叶栅后流动脉动的分布情况.结果表明,在不同迎角以及不同测量位置处(叶中和端壁压),所测环形扩压叶栅后的流动分离均存在某一特征频率.此外对导流叶栅后和环形扩压叶栅后的流动情况的对比说明了在叶轮机械非定常流中流动分离频率的锁定(lock on )现象[1].
超声速自由旋涡气动窗口的设计与实验研究
易仕和, 侯中喜, 王承尧
2003, 17(2): 59-62,69. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.012
摘要:
自由旋涡气动窗口利用非对称喷管产生的超声速自由旋涡射流来密封高能激光器低压的激光腔,通过射流的动量改变来平衡环境与激光腔之间的压力差.提出了一种超声速自由旋涡气动窗口的设计原理和方法,讨论了其设计过程,对该种结构的自由旋涡气动窗口进行了设计和实验测试.测试表明,超声速自由旋涡气动窗口能够按设计参数运行,满足激光腔密封的要求,而且具有良好的光学质量.
气固两相透平叶片冲蚀特性的气动试验研究
鲁嘉华, 凌志光
2003, 17(2): 63-69. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.013
摘要:
在自行研制风洞中先后对应用较广的MCrAlY叶片涂层和2Cr12Mo-5叶片合金、钢丸表面强化试件在不同气流速度、颗粒冲角、颗粒性状、颗粒粒度的条件下进行了气动冲蚀试验.试验结果表明,无论是涂层还是合金,冲蚀率均随冲蚀颗粒的累积质量呈线性变化;由对比可知,其它条件相同的情况下,涂层在广泛的冲角范围内较合金的冲蚀率更小,表面的"烧结"特征,能减小叶片的冲蚀率;表面呈多棱的石英砂颗粒对试件的冲蚀程度强于带突圆球状的催化剂颗粒;在该试验范围内,相同材质的颗粒,粒度愈大,对试件的冲蚀率愈大;钢丸表面强化工艺兼有防冲蚀的能力.试验结果将为优化叶片选材、简化叶片维修技术、降低叶片维修成本提供有益的参考.
战术导弹折叠翼两种展开方法及测试结果比较
贾毅
2003, 17(2): 70-73. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.014
摘要:
为了满足型号设计的需要,掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性,对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究.详细说明了两种测试方法的原理、测试量之间的比较、测试结果的分析.两种方案均在北京空气动力研究所(BIA)的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较,测试结果表明两种方法均成熟可靠,可以用于战术导弹的实际设计中.
测量与显示
可压缩自由剪切层纹影试验研究
熊红亮, 袁格, 李潜, 崔尔杰
2003, 17(2): 74-77,83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.015
摘要:
利用纹影成像技术,在新近研制的超声速剪切风洞中测出了可压缩剪切层的厚度增长率曲线,并捕获了其中的瞬时涡结构.实验对流马赫数分别为0.26,0.43,0.50,0.66,纹影光源曝光时间为200μs和10ns.纹影照片显示,随着对流马赫数增加,可压缩剪切层正则化厚度增长率显著降低,当Mc>0.66时,趋近于0.2.Mc=0.26和0.43时,可压缩剪切层中大尺度结构是二维展向涡,Mc=0.5和0.66时,大尺度结构呈现三维性而且不规则.
蒸汽引射稠油输送新技术
赖英旭, 郑之初, 吴应湘
2003, 17(2): 78-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.016
摘要:
管线输送是稠油输运的一种主要手段.由于我国一些油田原油粘度高,常温下流动性差,管输需采用特殊工艺.根据粘度随温度沿指数下降的规律,与其它工艺比较,加热输送工艺有更大的潜力.该文提出了一种蒸汽引射直接加热稠油输送的新技术.为研究其有效性,进行了性能分析,并在辽河油田φ80mm,300m输油管线上进行了现场实验,测量了三种工况下该方法对稠油的温度、压降和含水率的影响.实验结果表明该文提出的方法是可行的.
高速冲击射流流场特性与噪声机理的研究
姚朝晖, 何枫, 韩标, 许宏庆
2003, 17(2): 84-87. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.017
摘要:
利用纹影方法和高速摄影得到了高速冲击射流在不同压比下的流场结构,发现在马赫盘出现之前,冲击射流的流场是整体振荡的;而马赫盘出现之后,冲击射流的流场振荡局限于马赫盘与冲击平板之间,且此时离散频率的冲击单音也明显减弱甚至消失,这意味着马赫盘的形成可一定程度地抑止反馈环的形成.
DPIV系统研制及其应用
魏润杰, 申功炘
2003, 17(2): 88-92. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.018
摘要:
笔者在北京航空航天大学流体力学研究所多年从事系统的PIV测试技术研究,经过科研攻关成功研制出目前国内第一套完善的实时数字式粒子图像测速(Digital Particle Image Velocimetry)系统,实现了速度场和涡量场的实时测量,而且已经成功地应用于各项流体力学的实验测量中,其中包括:1.5M超声速喷流实验、三角翼前缘涡破裂复杂流场测量实验、大型工程水洞流场校测、绕摆动圆柱卡门涡测量实验以及锥阀管道模型和漩涡分离器内部流场测量实验等[1~3].
拖曳水池随车式PIV技术的研究与应用
张军, 赵峰, 洪方文, 徐洁
2003, 17(2): 93-97. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.019
摘要:
PIV(粒子图像测速)技术在拖曳水池中的应用面临诸多困难.与水池岸基式PIV相比,随车式PIV具有设置灵活、连续采集的优点.介绍了中国船舶科学研究中心(CSSRC)拖曳水池随车式PIV技术的特点与功能及其发展.介绍该系统的三个应用:高速水面船模支架周围流动观测;全附体下带与不带前置导叶、螺旋桨的水下回转体模型尾部区域流场测量及两种不同艉附体与主体连接形式的水下回转体尾部流场的测量.展示了该系统的发展历程及其在船舶流场研究中的作用与应用前景.
工程估算
某改型飞机时差动导数对尾旋时间历程估算的影响
高剑军, 楼海烨
2003, 17(2): 98-102. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.02.020
摘要:
提供了利用欧拉方法计算的某改型飞机尾旋时间历程结果,文中比较了使用和没使用洗流时差动导数数据对计算结果的影响,说明洗流时差动导数数据在这种模拟计算中是非常重要的,它使计算结果更合理.

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2021年8月13日