实验流体力学

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2010, 24(3).

摘要(41) PDF(1)

摘要:

曹硕, 刘沛清, 樊文博

2010, 24(3): 1-5. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.001

摘要(104) PDF(2)

摘要:
结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能.其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡.本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律.在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系.本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备.

准二维水下超声速垂直过膨胀射流研究

郭强, 施红辉, 王超, 贾会霞

2010, 24(3): 6-11,18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.002

摘要(113) PDF(5)

摘要:
阐述了水下超声速气体垂直过膨胀射流的准二维实验研究和射流的数值计算结果.利用高速摄影仪在1000帧/s的拍摄速度下实时记录了过膨胀工况下水下垂直射流的喷射状态,清晰显示了水下气体垂直射流的演化过程;并利用专业软件FLUENT,对实验Laval喷嘴内外纯气相流场进行了数值计算,发现喷口附近存在复杂激波区,辅助分析了水下高速气体垂直射流的动态不稳定性形貌.实验与计算表明:在保持较小射流流量和保障较大马赫数的条件下,水下超声速垂直射流在水环境中引发的回击频率会得到减弱;准回击现象的发现证实了这一结论.这对于工程应用中的风口材料的"空蚀效应"的减弱提供了理论依据.

大型双曲冷却塔表面脉动风压随机特性——非高斯特性研究

柯世堂, 葛耀君, 赵林

2010, 24(3): 12-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.003

摘要(85) PDF(2)

摘要:
为了系统研究大型双曲冷却塔表面脉动风压分布特性,进行单个冷却塔刚体模型风洞动态同步测压试验,对冷却塔表面脉动风压的非高斯统计特性进行了系统的研究.根据测点风压时程及其概率密度分布曲线,对具有非高斯分布特性的局部区域作出判断,从风压信号的时空间相关性入手,结合中心极限定理讨论了局部区域呈现非高斯特性的原因;并基于测点风压信号概率密度曲线的斜度及峰态值对典型断面的测点风压进行非高斯特性描述,给出了划分非高斯区域的标准,并由测点环向相关性对冷却塔壳体表面进行了分区,初步探讨了不同区域的脉动风压形成机理,加深了对冷却塔结构表面风压分布特性的认识,为进一步探讨冷却塔结构表面风压极值奠定了理论基础.

前体涡诱导双极限环摇滚流动特性的实验研究

荣臻, 邓学蓥, 王兵, 马宝峰

2010, 24(3): 19-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.004

摘要(73) PDF(4)

摘要:
通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理.实验结果表明,前体涡与机翼翼面流动的相互作用使模型在正负滚转相位处分别出现极限环摇滚运动;正负滚转相位过渡是模型运动惯性与气动力共同作用的结果.

后掠机翼横流驻波及其谐波研究

李悦立, 李栋, 杨永, 左岁寒

2010, 24(3): 25-28. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.005

摘要(90) PDF(2)

摘要:
使用Mack方法求解三维不可压Orr-Sommerfeld方程(忽略曲率影响),得到模型在风洞最佳实验条件下空间最大放大率展向波长为4mm.以此为基础,选择大于此波长的具有代表性的展向扰动波长6mm与7mm,计算了这两个驻波及其谐波空间的放大率.研究在整个层流区主导流动的扰动波长及其发展趋势.使用丝网印刷的方式,在后掠机翼前缘添加粗糙带,人工引入6mm与7mm驻波,通过升华法验证了计算与理论分析.

电磁力控制翼型失速的实验研究

刘鹏, 李艳霞, 周本谋

2010, 24(3): 29-33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.006

摘要(95) PDF(4)

摘要:
将条状电极和磁极交错布置的电磁场激活板置于弱电解质溶液中,在流体边界层上产生具有明显分布特征的电磁力(Lorentz力),利用电磁力可以改变流体边界层的结构,控制边界层的流动脱落与分离,可以增加翼型升力,减少其阻力,实现对翼型失速的控制.利用电磁力控制流体边界层的方法属流体主动控制方法之一.本文首先基于电磁场和流体的基本方程,对置于弱电解质中的不同极板宽度的电磁激活板周围的电磁场及产生的Lorentz力进行了数值模拟;其次,通过实验来验证此方法的有效性.将包覆有电磁激活板的翼型置于弱电解质溶液中,利用基于TMS320F2812(DSP芯片)组建的翼型失速实验控制系统来灵活改变翼型的迎角和转速,测量升力和阻力的变化;实验结果表明,正向电磁力能够有效地抑制和延缓翼型失速现象的发生.

气泡对无阀微泵动态特性影响的实验研究

蒋丹, 李松晶, 杨平

2010, 24(3): 34-38,62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.007

摘要(94) PDF(2)

摘要:
采用高速摄像机拍摄了收缩管/扩张管型无阀压电微泵泵腔中气泡的变化,包括进入、移动、合并和分离等过程.同时,采用压阻式微型压力传感器测试无阀压电微泵泵腔的压力脉动.实验结果表明气泡进入泵腔之后,流体有效体积弹性模量和无阀微泵压力脉动幅值明显减少,气泡的进入使无阀微泵的工作性能大大降低,甚至导致微泵无法正常工作;而气泡移动、合并和分离对流体有效体积弹性模量和微泵的动态特性影响较小.

初始扰动对于气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展的影响

黄文斌, 邹立勇, 刘金宏, 谭多望, 张光昇

2010, 24(3): 39-41,66. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.008

摘要(85) PDF(3)

摘要:
利用果冻实验技术研究几种不同初始扰动的气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展过程.通过对不同波长和振幅的实验结果进行对比发现:波长是影响界面扰动发展的主要因素,并且在不同阶段影响的模式不同.在线性阶段,波长较短的扰动发展较快;在非线性阶段,则是波长较长的扰动发展较快.

流向涡与涡轮叶栅二次流相互作用研究

王鹏, 邹正平, 綦蕾, 刘火星, 叶建

2010, 24(3): 42-49. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.009

摘要(168) PDF(8)

摘要:
研究有效的流动控制手段,降低涡轮内部二次损失,对于小展弦比涡轮的气动设计具有重要意义.利用涡发生器在叶栅入口前产生流向涡,通过试验和数值方法探讨这种基于旋涡相互作用的流动控制方法对涡轮平面叶栅二次流动的作用效果,并对不同流向涡情况做对比分析.结果表明:流向涡对涡轮叶栅内部流动会产生较为显著的影响,从而影响叶栅的性能,当所产生流向涡强度和位置较为合理时,有可能通过流向涡与二次流的相互作用达到较大幅度降低二次流损失的目的.

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

黄桥高, 潘光, 胡海豹, 刘占一

2010, 24(3): 50-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.010

摘要(95) PDF(4)

摘要:
通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性.运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线.实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系.在实验工况内,最大减阻量达到11.7%.

基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

王菲, 额日其太, 王强, 郭辉, 苏沛然

2010, 24(3): 54-58. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.011

摘要(109) PDF(3)

摘要:
在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响.结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制.实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6° 到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量.

弹性变形对柔性飞艇气动特性的影响

陈华, 张召明

2010, 24(3): 59-62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.012

摘要(103) PDF(2)

摘要:
设计加工具有相同几何外形的刚性飞艇模型和可变内压的柔性飞艇模型,并进行了低速风洞实验.研究了内压变化对柔性模型阻力和俯仰力矩特性的影响,比较了柔性模型和刚性模型气动特性的差异.实验结果表明,随着内压的增加柔性模型的阻力呈下降趋势;对于具有相同几何外形的柔性和刚性模型,柔性模型的阻力明显大于刚性模型;刚性模型的尾翼对俯仰力矩的影响较大.

开裂式方向舵对某无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究

张子军, 黎军, 李天, 王晋军

2010, 24(3): 63-66. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.013

摘要(111) PDF(7)

摘要:
开裂式方向舵是无尾飞翼布局飞机一种重要的阻力式偏航装置.本文在不同马赫数和舵偏下,通过风洞实验,深入研究了开裂式方向舵的作动对某无尾飞翼布局飞机气动特性的影响.研究结果表明开裂式方向舵是一种合理的偏航式操纵装置,能够在升力、侧力和俯仰力矩变化较小的条件下提供较大的偏航力矩,但也与滚转力矩存在一定程度的耦合.本文的研究为开裂式方向舵的工程化应用提供了一定的基础.

过载加速度下涡旋微槽内单相流动特性实验

杨晟, 余建祖, 高红霞, 谢永奇, 席有民

2010, 24(3): 67-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.014

摘要(87) PDF(3)

摘要:
以体积浓度30%的乙二醇水溶液为工质,对槽宽0.5mm,深宽比为2、3、4的矩形截面涡旋微槽试件在过载加速度条件下的流动特性进行了实验研究.试件所用材料为紫铜,每个试件上按两行分布6个涡旋微槽,所承载加速度由离心式过载加速度试验机提供.分析了不同深宽比的涡旋微槽在不同工质流量和不同过载加速度下的流动特性,得出了微槽结构、工质流速对其流动特性的影响.结果表明,加速度方向对微槽内流动特性有着决定性的影响,且加速度越大,摩擦阻力系数越大.在过载加速度条件下Dean数是决定涡旋微槽抵御和适应过载加速度对其流动特性影响的重要因素.

内埋式模型操纵面自动变角度系统研制

董国庆, 李强, 李周复, 徐龙金, 刘喜贺

2010, 24(3): 73-76,98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.015

摘要(93) PDF(3)

摘要:
针对风洞试验模型操纵面角度的改变,开发了内埋式自动变角机构及控制系统,对控制角度进行了地面校准,并采用三角翼模型进行了风洞常规测力实验、重复性实验和操纵面效率试验.结果表明,采用自动变角机构改变操纵面角度的试验精准度均较高,完全满足国军标的要求,说明本操纵面自动变角系统的研制是成功的,在风洞试验中可以代替人工更换角度片方式,大大提高实验效率.

MPT方法中的纳米粒子识别技术

王绪伟, 李战华

2010, 24(3): 77-80. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.016

摘要(184) PDF(12)

摘要:
多粒子追踪(MPT)是测量粒子布朗运动的一种方法.在200nm粒子扩散系数实验测量中,对MPT方法中的粒子识别和粒子匹配两个重要环节提出改进:在粒子识别时,通过调节灰度阈值并检测光斑面积的改变,可有效分别真实粒子和光晕引起的"伪粒子";在粒子匹配中,将手动追踪和程序追踪得到的粒子单步位移用矢量法表示,可直观显示不同追踪方法的粒子匹配效果.实验结果表明,在MPT方法中增加上述措施后,手动追踪和程序追踪获得的实验扩散系数之间的偏差由8%~13%减小为2%~8%,说明基于阈值敏感性的"伪粒子"剔除方法合理、有效.

压敏漆测量三角翼模型气动载荷的超声速风洞实验

向星居, 郎卫东, 熊红亮

2010, 24(3): 81-86. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.017

摘要(94) PDF(3)

摘要:
采用压敏漆在超声速风洞中测量三角翼模型气动载荷,得到了应用压敏漆测压与天平测力相结合获取的三角翼模型气动载荷对比实验结果.简述了压敏漆原理、标定、试验设置和数字图像数据处理方法.由于尺寸限制,模型没有开设测压孔.对三角翼模型进行了数值计算,对试验和计算得到的结果进行了比较分析.

高压交变流动下热线风速仪标定方法研究

论立勇, 陈厚磊, 蔡京辉

2010, 24(3): 87-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.018

摘要(82) PDF(8)

摘要:
热线风速仪是重要的测速手段之一,但在高压交变流动条件下缺乏有效的标定方法.提出了一种通过测量气库内压力变化并按绝热热力学过程计算进出气库气体流速从而标定热线风速仪的方法.为了对该标定方案的误差进行分析,建立了该标定方案的数值模型,运用CFD软件FLUENT对该方案气库壁面分别设为绝热和等温边界条件时的热力过程进行了数值模拟,结果表明标定方案中采用绝热物理模型所引起的误差最大不超过2%.由于在热线探针两侧布置了一定量丝网作为均流元件,热线探针所测速度与管路截面平均速度误差不超过1.4%.该标定方法总误差不超过3.37%.

结冰风洞扩散段损失分析研究

刘卫红, 彭强, 符澄, 黄为民

2010, 24(3): 92-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.019

摘要(104) PDF(5)

摘要:
针对在建的高亚声速结冰风洞,用数值方法研究了风洞的部段损失.利用CFD技术,数值模拟了不同设计状态下风洞收缩段、试验段、扩散段的损失,并与试验结果进行对比,分析了扩散角对扩压损失的影响.对扩散段进行了优化设计改造,成功达到了风洞性能指标.研究结果表明:利用数值模拟方法,可以方便地进行各种设计方案的损失比较,既经济便捷又可靠,在风洞设计中可大力推广.

运输机襟翼压力分布飞行试验测量

曹虎成, 周占廷, 李少鹏

2010, 24(3): 96-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.020

摘要(78) PDF(10)

摘要:
为了飞行试验测量运输机襟翼压力分布,国内首次研制了测压带.提供了直接打孔法与测压带法的飞行试验比对测量结果,表明测压带法是准确适用的.在飞行试验中采用测压带测得了某后退双开缝襟翼起飞、着陆构型的压力分布,结果表明襟翼起飞构型的气动设计有待改进,襟翼着陆构型气动效率较高.测压带法适用于飞行试验空气动力学研究和飞机气动特性的演示验证.

高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

吴继飞, 王元靖, 罗新福, 钱丰学

2010, 24(3): 99-102. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.03.021

摘要(141) PDF(10)

摘要:
在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术.试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况.结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见.

留言板

2010年第24卷第3期

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2010年 第24卷 第3期

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