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2005年 第4期

实验研究与实验技术
光滑圆盘上小半球对边界层发展影响的实验研究
王晋军, 丁海河
2005, 19(4): 1-9. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.001
摘要:
应用氢气泡流动显示技术对圆盘上小半球对边界层转捩的影响进行了观测.实验结果表明:当Rer>302时,将会从小半球脱落周期性的发卡涡.发卡涡在自诱导速度的作用下产生倾斜向上的运动,发卡涡头部顶端率先进入高速流区,因而比其根部运动更快,使发卡涡受到流向的拉伸,增加其流向的涡强,增加了流向涡强将使发卡涡的头部有更大的向上速度,由此而形成了不断加强的拉伸、自诱导过程,这就使三维扰动快速增长,导致边界层速度剖面出现局部的暂时变形,从而产生一个强剪切层,强剪切层很不稳定,导致发卡涡破裂而形成湍斑,在下游发展成完全湍流,而在边界层转捩过程中则观察到了水充速度有很强的负脉动.在小半球前缘附近会形成稳定的standing涡,并对standing涡及发卡涡对周围流体的诱导作用进行了细致的分析.小半球对边界层的扰动以锲形向下游传播,锲形的半顶角称为扰动扩散角,一个半球与三个半球的尾迹区没有明显的区别,每个半球扰动的扩散角均为5.7°.
尖头细长体中小迎角流动结构的数值模拟和实验研究
王刚, 梁新刚
2005, 19(4): 10-15. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.002
摘要:
利用可压缩层流Navier-Stokes方程模拟了尖头细长体中小迎角的流动结构.给出了4个迎角状态的物面流谱,分析了极限流线随迎角的发展过程;给出了25°迎角的横截面流谱,分析了它们的拓扑特征.展示了由主涡涡对、二次涡对和Tertiary涡对等三重涡组成的完整的涡系结构,强调了Tertiary涡在涡系演化中的意义,及其沿轴向发展过程中迹线的合并与分叉现象.计算与实验结果定性一致.
乘波外形高超声速风洞测力试验研究
张卫民, 陈河梧, 李新亚
2005, 19(4): 16-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.003
摘要:
介绍利用气动设计方法构筑3种乘波外形模型在高超声速风洞中气动力测量的结果.试验Ma数为4.94、5.93和7.96,基于自由流条件的单位长度雷诺数分别为2.2× 107/m、1.9×107/m和1.2×107/m.试验给出这3种构型模型在迎角范围-1°~8°下的力和力矩特性.讨论了Ma数和迎角变化对气动力和压力中心的影响,同时着重比较了3种乘波外形的升阻比特性.
高超声速侧向喷流干扰气动特性试验研究
徐筠, 王志坚, 徐翔
2005, 19(4): 20-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.004
摘要:
在CARDC-5的推进风洞中,对双锥柱体模型进行了侧向喷流干扰测力试验.本次试验是对于高超声速中侧向喷流的一次比较系统的研究,包括单喷管冷、热喷流干扰测力试验和双喷管冷喷流干扰测力试验研究,飞行高度h=54km,试验马赫数为6,模型迎角a=0°~6°,模型滚转角γ=0°~90°,冷喷流介质为空气,热喷流介质为发动机燃气流.试验结果表明:对于本模型喷流气动干扰使喷流放大因子略有变化;在综合性能上双喷管要优于单喷管的表现.
静电纺丝法制备仿生MAV翼初探
司廷, 贾来兵, 尹协振
2005, 19(4): 25-30. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.005
摘要:
静电纺丝法是一种制备超细纤维的重要方法.本文以聚乙烯醇(PVA)为原料,通过实验研究了静电纺丝法制备纳米纤维非织造物的方法,分析了PVA溶液浓度、粘度、表面张力、电导率、流量以及实验电压和接收距离等各种实验参数对纤维形貌的影响,并利用光学显微镜和CCD得到了纳米纤维的微观形貌.由于静电纺丝法得到的纳米纤维非织造物直径小,有较高的比表面和较大的比强度,用金属丝制作的仿生翅膀骨架做接收装置,利用静电纺丝法得到了质量轻、易控制的仿生MAV翼.
NF-6风洞压缩机及驱动系统研制
惠增宏, 何明一
2005, 19(4): 31-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.006
摘要:
NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一.介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取;压缩机驱动轴系的扭转振动分析;双电机串联主从驱动方式的关键技术等.通过2003年10月的试运转表明,压缩机以及驱动系统的研制是成功的.
肥皂膜水洞实验技术
杨义红, 尹协振, 陆夕云
2005, 19(4): 36-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.007
摘要(105) PDF(23)
摘要:
介绍了一种新型的实验装置--肥皂膜水洞,该装置为研究二维流体力学问题提供了便利条件,干涉法可用来对流场进行流动显示实验.笔者运用这套系统对双圆柱绕流和栅格湍流进行了初步探讨.
超燃冲压发动机电弧加热器试验流场调试
刘初平, 隆永胜, 白菡尘, 张绍武, 陈德江
2005, 19(4): 42-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.008
摘要:
利用电弧加热器提供超燃冲压发动机地面模拟试验的纯空气流场,需要在前电极与喷管之间由冷气混合室加入冷气以降低电弧加热气体的焓值;为了较为准确地获得流场的总温参数,采用了总温探针对流场总温900~1600K进行了校测,总温的测量值与计算的焓值、流量匹配法计算的总温进行了对比,结果表明:总温越高,测量值与计算值相差越大,在名义总温1600K时达到了450K,笔者分析了产生的原因.
低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究
杜希奇, 卜忱, 于彦泽, 郑鑫杰, 王学俭
2005, 19(4): 46-48,55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.009
摘要:
介绍了中国航空工业空气动力研究院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的试验技术.尾旋特性分析及预测时所使用的动导数通常是在常规流场中获得的,测得的动导数没有体现旋转流场的影响.该项试验技术通过在旋转流场中进行强迫振荡运动来获取飞机尾旋过程中的动稳定性导数,实现了对流动的真实模拟.在FL-8风洞中采用某型号飞机的动导模型进行了旋转流场下滚转振荡试验研究,对试验数据进行简单分析.分析结果表明:该系统试验性能稳定,试验数据可靠,可以有效的应用于现代飞机的振荡尾旋和飘叶式尾旋过程的气动力特性研究和预测.
利用射流泵输送油水两相管流的实验研究
许晶禹, 吴应湘, 李东晖
2005, 19(4): 49-55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.010
摘要:
研究了应用射流泵输送油水两相管流时泵对下游管道中流型和压降的影响.实验管线为内径50mm的透明有机玻璃管,管线从入口到分离器长约35m,实验段由一个垂直倒U型管和一个长3m水平管组成.分别给出了不同入口条件下实验管段的流型图和压降图.结果表明:采用射流泵输送油水两相流动,对下游管道流型和油水乳化速度有着显著的影响,但对下游管道内的压降随混合流速和体积份额的变化趋势影响很小.
旋风风能提水系统的研究
韦宁
2005, 19(4): 56-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.011
摘要:
旋风风能提水系统是一种新型风力提水系统,该系统由旋风塔和气压差提水装置组成.气流进入旋风塔后产生强涡,于是在其底部形成低压区域,气压差提水装置则利用此低压条件实现提水的目的.本文对这种风力提水系统进行的模型实验研究作了介绍.实验表明:旋风风能提水系统在原理上正确.在旋风式风能系统的旋风塔出口处配以扩压器和降压挡板,可以成倍地降低旋风塔底部压力系统,从而大幅度地提高风力透平功率.为说明扩压器及挡板效应,分别对一般旋风塔和配有扩压器及挡板的旋风塔进行了对比试验.结果表明,后者与前者相比,塔底中心压力系统的绝对值高出约300%,透平功率高出约70%.本文最后对于该系统的实用化问题进行了深入讨论并指出了进一步的研究方向.
自由机翼气动特性的实验研究
周欲晓, 顾蕴松, 明晓
2005, 19(4): 61-64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.012
摘要:
设计了一种新型的自由机翼.与常规固定机翼和旋翼不同,自由机翼通过一根展向旋转轴固定在机身上,可在俯仰轴线上自由旋转.在飞行时,相对气流的平衡迎角保持稳定不变.即使受到如突风等外界扰动影响,自由翼也能在扰动消除后很快自动恢复到平衡迎角,避免了常规固定机翼的失速问题.通过风洞试验,对带升降副翼控制的自由翼气动特性也进行了实验研究,验证了位于自由翼后缘的升降副翼可有效地控制自由翼相对气流的平衡迎角.
流动显示与流动控制
一种高散射率PIV实验用示踪粒子的制备
蔡楚江, 沈志刚, 肖昆, 邢玉山, 麻树林
2005, 19(4): 65-68. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.013
摘要:
采用化学镀银的方法在空心玻璃微珠表面包覆一层金属银,使其表面具有足够高的光散射效率和合适的密度,作为示踪粒子用在PIV(Particle Image Velocimetry)实验中.文中研究了相关化学镀银工艺参数对所制备示踪粒子密度的影响,并对所制备的示踪粒子进行了流场测试评价,结果表明:采用在空心玻璃微珠表面镀银的方法,可以获得性能优异的PIV实验用示踪粒子.
高焓风洞中钝体近尾流红外辐射测试技术
杭建, 林贞彬, 郭大华, 林建民, 曾明, 黄德, 葛学真
2005, 19(4): 69-73. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.014
摘要:
介绍在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展再入流场红外辐射测量的实验技术.风洞试验状态的驻室总压为19.6MPa,驻室总温为7920K.实验以球头钝锥体为试验模型,测量其近尾流红外辐射能量通量的横向分布.测量采用插入式锑化铟多元红外成像系统,波段范围为2.27~6.0μm.试验数据呈现明显的规律性.试验结果表明:利用这一测量技术能够提供高焓条件下有较高空间分辨率的、较为准确的红外实验数据.
发动机进气道天然气/空气混合流场的纹影显示
徐胜利, 岳朋涛, 刘凯, 朱祚金
2005, 19(4): 74-79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.015
摘要:
研究天然气/空气在发动机进气道中的混合特征以及喷射压力、流速和喷嘴布置对混合效果的影响.采用抽吸式风洞进行实验研究.进气流量由矩形通道中的喉道(声速面)控制.采用纹影对天然气/空气流场进行光学显示,得到了不同喷射压力、喉道高度和喷嘴布置(单列6喷嘴和3列18喷嘴)条件下的流场纹影照片.结果表明:对指定喷射压力、喷嘴布置压力工况,当喉道高度为7.1mm,节流阀角度小于64.87°,天然气/空气混合流场与节流阀开度无关;当喉道高度为16.4mm,节流阀角度小于51.38°,天然气/空气混合流场也与节流阀开度无关.喷射压力和喷孔数决定着天然气的流量.尽管支架会引起流动阻力,影响进气效率,但支架喷射的混合效果要比壁面喷射的效果好.天然气流量由喷射压力和喷孔数决定,未观察到天然气向支板上游的气流中扩散.
高速冲击射流中的涡结构和冲击单音
姚朝晖, 郝鹏飞, 何枫, 许宏庆
2005, 19(4): 80-84. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.016
摘要:
冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器(STOVL)等航空航天领域,然而却伴随着流场与噪声等诸多方面的问题,需要深入研究其流动特性和噪声机理,特别是二者之间的关联.采用PIV(粒子图像测速)技术对高速冲击射流的流场结构和涡结构进行深入研究,探讨流场与声场的相关性,发现冲击单音的存在与否及强弱与涡结构的存在与否及强弱大小相对应,且冲击单音随压比、冲击距离、喷嘴唇厚等参数变化的规律也与涡结构与这些因素的变化规律相一致,因此涡结构和冲击单音具有很强的相关性;并且螺旋模态与对称模态对应不同频率的冲击单音,在同一工况下可能存在两种流动模态共存的情况,此时冲击单音也具有多频率特性.因此抑制大尺度涡结构的发展是降低冲击单音的重要环节,可为冲击射流的降噪研究奠定涡声理论基础.
信息综述
倾转旋翼飞行器的风洞试验技术综述
王福新, 黄明其
2005, 19(4): 85-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.04.017
摘要:
综述了国外倾转旋翼飞行器风洞试验技术的概况,简要介绍了相应的试验设备和在风洞中所进行的气动试验内容.结合飞行器我国现有相关设备和技术条件,分析了建立倾转旋翼飞行器专用试验台系统的可行性.

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2021年8月13日