实验流体力学

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陈德华, 林俊, 郭旦平, 熊能

2004, 18(2): 1-5. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.001

摘要(89) PDF(2)

摘要:
大型飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计,推进系统/机体一体化设计,抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题.要解决这些关键气动力问题,必须进行一系列相关的大型高速风洞试验,以及解决相应的试验技术问题.

飞机综合设计与评估技术的基础平台

邱玉鑫, 刘刚

2004, 18(2): 6-10. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.002

摘要(91) PDF(2)

摘要:
介绍了一种飞机综合设计与评估技术的基础平台,包括使用的技术参数,软件功能,数学模型,设计结果,和8m×6m风洞试验结果、资料值进行的比较等.该平台构思科学、功能齐备、界面友好、拓展性强,设计结果可靠,是飞机设计师和气动布局研究人员的实用工具.

高空、长航时无人机风洞试验研究综述

战培国

2004, 18(2): 11-16. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.003

摘要(74) PDF(7)

摘要:
高空、长航时无人机属飞机家族中的新成员,在近年来的世界局部战争中,它发挥了侦察、监控、通讯中继的重要作用.在广泛搜集国外风洞试验研究资料的基础上,介绍了高空、长航时无人机在翼型设计、气动力测量、边界层测量方面的风洞试验研究方法.

高温液压脉冲台瞬态分析与控制

袁朝辉, 吴娟, 何长安

2004, 18(2): 17-19,24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.004

摘要(61) PDF(2)

摘要:
高温液压脉冲试验时,试验段油液粘度变化使得波形振荡次数显著增加,影响试验结果.笔者针对液压脉冲台压力瞬态过程进行了仿真与试验,结果表明采用变阻尼控制可以在保证波形峰值、斜率和稳态压力的情况下主动控制脉冲波形.

8m×6m风洞铰链力矩试验技术

张晖, 肖京平, 杨远志, 金华

2004, 18(2): 20-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.005

摘要(98) PDF(4)

摘要:
介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果.8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发展和完善,为飞机及鱼雷操纵系统的改进设计提供了可靠的基础,为各类飞行器、航海器舵面铰链力矩测量与研究做出了积极贡献.

空中受油管的绕流特性研究

祝立国, 高为民, 吕志咏

2004, 18(2): 25-27,54. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.006

摘要(85) PDF(2)

摘要:
空中加油是提高飞机航程、活动半径的重要方法.通过对四种固定受油管的数值模拟,从流动特性的改进方面说明了合适的截面及倾角会降低受油管绕流的压力脉动,进而使噪声降低.

引射式发动机模拟器的设计与校准试验研究

李真旭, 王勋年, 杨万富

2004, 18(2): 28-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.007

摘要(102) PDF(4)

摘要:
在战斗机推进系统模拟的试验技术中,发动机模拟器是一个重要的设备,设计一个结构合理,性能优良的发动机模拟器成为该项试验技术的关键.笔者采用守恒方程组,按照工程设计的要求,对引射器的工作效率进行了设计计算.通过对多组参数的计算和分析,针对××型号战斗机的试验要求,设计了一个能模拟该战斗机进排气的动力模拟器,并进行了校准试验研究,对引射器的性能进行了测量,验证了计算方法的可行性.为开展飞机推进系统一体化试验研究,提供了关键的试验技术,建立了工程实用的飞机推进系统模拟试验装置.

关于风洞中用尖劈和粗糙元模拟大气边界层的讨论

庞加斌, 林志兴, 陆烨

2004, 18(2): 32-37. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.008

摘要(143) PDF(10)

摘要:
尖劈和粗糙元广泛地应用于风洞试验中的大气边界层模拟,该技术成功模拟了不同地貌特征的平均风速和湍流度剖面.随着风工程研究的深入,了解尖劈和粗糙元模拟过程中的作用机理有助于准确地模拟各种大气边界层湍流功率谱和尺度特性.试验表明:尖劈利用其迎风平板的分离流产生湍流涡旋,迎风板的宽度决定了涡旋的大小和湍流脉动强度,同时迎风板阻塞比沿高度递减产生近似线性的风速剖面;粗糙元用于模拟实际地面的摩擦效应,调整平均风速和湍流度的剖面分布.遗憾的是,尖劈下宽上窄的结构特点决定了该技术模拟的湍流功率谱和积分尺度的高度变化律与实际大气边界层相反.基于对模拟机理的认识,异型尖劈上部形状有助于模拟大比例模型试验要求的湍流风场.

动态三角翼的非定常气动特性和压力分布相关研究

白涛, 吕志咏, 杨晓峰

2004, 18(2): 38-42. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.009

摘要(83) PDF(2)

摘要:
文章介绍了不同后掠角三角翼在进行俯仰振荡时的动态压力特性,说明这种动态压力特性同三角翼的法向力的变化是密切相关的,试验研究揭示了流态、压力和气动力之间的密切关系.同时试验研究显示三角翼上翼面压力的动态变化曲线呈现出双峰形态;不同后掠角三角翼在动态试验过程中压力、法向力都具有相似特性.

旋转子母弹后抛撒风洞试验研究

陈少松, 丁则胜

2004, 18(2): 43-46. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.010

摘要(97) PDF(4)

摘要:
常规兵器子母弹中,母弹旋转,子弹采用后抛撒方式抛撤.为了求得子母弹间的干扰气动力,初步发展了一套采用动力相似法准则、母弹旋转子弹抛撒的子母弹抛撒风洞模拟试验技术.结果显示,采用该技术可以求得旋转后抛撒子母弹的干扰气动力.

超声速自由涡气动窗口剪切层光学性能的优化设计研究

易仕和, 侯中喜, 赵玉新

2004, 18(2): 47-49. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.011

摘要(101) PDF(2)

摘要:
在超声速自由旋涡气动窗口应用中,高能激光束实际上是透过超声速自由旋涡射流的剪切层输出的,激光束会受到剪切层的退化畸变.为了减少这种畸变,优化超声速剪切层光学性能,提出了超声速自由旋涡射流的压力匹配和折射率匹配剪切层的设计方法.提出了两种类型的折射率匹配剪切层的设计方法,讨论了其设计过程.这两种剪切层分别为按照某种比例混合的He/Ar混合气体作为自由旋涡射流的工作气体时的折射率匹配剪切层,以及选用加热到某个温度的干燥空气作为自由旋涡射流工作气体时的折射率匹配剪切层.

一种使实验模型同步正弦平动和转动的新方法

姚久成, 王肇, 尹协振

2004, 18(2): 50-54. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.012

摘要(124) PDF(2)

摘要:
由单片机控制步进电机的步进时间,实现了实验模型按正弦规律同步地平动和转动.叙述了实验装置的机械结构和控制器电路及软件编程要点,同时还对实验结果进行了分析.

高温真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验探索

高冰, 杭建, 林贞彬, 郭大华, 林建民

2004, 18(2): 55-58,64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.013

摘要(132) PDF(3)

摘要:
主要介绍了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中进行真实气体效应中催化效应对气动热影响的实验研究.首先从测试工作的角度,论述了测热模型、测热传感器及风洞改进等关键技术问题及其解决方法.其次描述了在氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中,首次开展气动热风洞试验的过程及其初步结果.结果表明:热流数据随测点位置和迎角的改变呈有规律的变化;在同样条件下,完全催化表面比完全非催化表面热流数值有明显增加的趋向.

沟槽面对湍流边界层流动特征影响的实验研究

赵志勇, 董守平, 都亚男

2004, 18(2): 59-64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.014

摘要(80) PDF(3)

摘要:
利用二维激光多普勒测速仪对零压力梯度下光滑面和小尺度沟槽面的沟槽及峰上部区域中湍流边界层流场进行了对比测量.笔者着重考察了在相同流动条件下两位置的平均速度、流向速度脉动强度、高阶矩以及雷诺剪应力的分布特性.实验中发现:沟槽能够增加粘性底层的厚度,减小壁面剪切力,有减阻效应.而此处的流向速度脉动的强度、高阶矩以及雷诺剪应力在距离壁面的不同区域中均有减小或降低,说明沟槽具有削弱湍流湍动的功能;而峰上部的湍流统计平均量则表现出与槽相反的结果或趋势.还讨论了该沟槽面减阻的原因.

细长旋成体大迎角绕流中的头涡与卡门涡的脉动压力特性

马宇, 刘沛清, 邓学蓥, 邵延峰

2004, 18(2): 65-70. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.015

摘要(87) PDF(3)

摘要:
在迎角很大时细长旋成体背部流场沿轴向通常有两个截然不同的区域,其中卡门涡脱落区域位于后体,而头涡区域靠近旋成体头部.为了寻求两者的区别与联系,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了沿旋成体轴向不同区域的压力脉动特征,即头涡的脉动幅度相对卡门涡较大,而频谱峰频率则较低,而且随着迎角的进一步增大,头涡区会完全消失.

二维机翼非定常运动的涡流场显示--沉浮运动

王肇, 宋红军, 尹协振

2004, 18(2): 71-76. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.016

摘要(114) PDF(5)

摘要:
介绍了在水洞中进行的二维机翼沉浮运动的流动显示实验.实验结果揭示了机翼正弦运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数的关系;发现了在不同参数下存在三种前缘涡的形式;结合数值计算结果说明了二维机翼沉浮运动中产生非定常推力的机理.

2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平研制

彭超, 谢斌, 陆文祥

2004, 18(2): 77-81,85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.017

摘要(108) PDF(7)

摘要:
2.4m×2.4m跨声速风洞半模测力天平载荷大且极不匹配,在设计上,采用了串联结构,分三个元件段,分别测量轴向力A与偏航力矩Na、俯仰力矩M及法向力N与滚转力矩L分量,在元件与元件之间安排有35mm长的等直段,有效地防止各分量间的相互干扰.专门设计的加载头,刚度极好,保证了天平校准与风洞试验的一致性,提高了风洞试验数据的可靠性.于2002年5月完成了型号试验,试验结果与荷兰的HST风洞的试验结果的一直性较好,半模测力天平的成功研制填补了我国大风洞半模型测力试验的空白.

消防系统中使用的高压喷嘴流体力学性能测量

杨青真, 郭建中, 杜增虎, 王宏斌

2004, 18(2): 82-85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.018

摘要(86) PDF(2)

摘要:
对一种高压混合气体灭火系统中主要部件及管网的流体力学实验研究工作作了介绍.使用实验方法对高压气体灭火喷嘴的流量特性、非标准(Ф50mm以下)减压孔板的减压特性进行了系统的研究;对复杂管网系统的流动特点进行了初步探讨.为灭火系统的设计和部件选型提供了可靠的实验依据.

剪切水气界面下湍流特性的实验测量

王双峰, 贾复, 王晋军

2004, 18(2): 86-90. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.019

摘要(83) PDF(3)

摘要:
通过实验研究了受气流剪切但无明显波动的水气界面下的湍流特性.当界面剪切较强(uτ≥0.20cm/s)时,水面边界层中平均流速、速度脉动强度和Reynolds切应力的分布形状与固壁湍流相似,预示剪切水气界面和固壁附近的湍流相干结构是相类似的.另一方面,水面湍流也表现出不同于固壁湍流的细节特征.与自由面湍流不同的是,在靠近剪切水气界面的流场中流向和垂向速度脉动同时受到抑制.

线状多体系统定常气动力节段模型风洞测试

李永乐, 廖海黎

2004, 18(2): 91-94. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.020

摘要(123) PDF(2)

摘要:
在风-车-桥耦合振动分析及具有独立式双层桥面的大跨桥梁风致振动分析中常需得到考虑相互气动影响的各构件的三分力系数.为进行线状多体系统定常气动力测试,在常规桥梁节段模型三分力测试装置的基础上研制了一种三分力分离装置--交叉滑槽系统.该系统利用环形滑槽和直线滑槽交叉点位置的变化来调整各测试构件间的相对几何关系,并能实现多构件的同轴转动,从而方便地进行不同迎角情况下的气动力的测试.最后,利用交叉滑槽系统对一具有双层桥面的钢管混凝土系杆拱桥在其上有车及无车情况下各构件的定常气动力进行了测试,试验结果表明:车辆的存在对上、下桥面的气动力有较明显的影响.

基于符号处理的天平载荷计算方法研究

段丕轩, 彭长英

2004, 18(2): 95-97,101. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.021

摘要(75) PDF(2)

摘要:
风洞试验需要使用大量的天平,而经常编写天平公式处理程序给试验处理软件的维护带来了较大的工作量,影响了数据处理的效率和准度.随着试验软件通用性的不断提高,需要研究一种通用的天平公式处理方法.基于符号处理的天平载荷计算方法是一种解决天平公式的自动化处理方法,它运用系统软件的编译原理,通过对公式符号的解释和执行来实现对公式的处理.该方法已运用在风洞试验的数据处理中,可以在风洞试验的数据处理中推广应用.

带进气道的面对称布局战术导弹气动特性工程估算

石清

2004, 18(2): 98-101. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.02.022

摘要(95) PDF(4)

摘要:
随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现,需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能.针对带有进气道的面对称布局战术导弹,基于大量的研究和实验结果以及工程经验,把进气道视作极小展弦比的部件,建立了进气道法向力与压心计算的简化模型,采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序,计算结果与实验数据吻合较好.

留言板

2004年第2期

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2004年 第2期

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