实验流体力学

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进展述评

氢/空气超声速燃烧研究

俞刚, 李建国

1999, 13(1): 1-12. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.001

摘要(87) PDF(7)

摘要:
H2/Air在两种不同的燃烧室尺寸、七种燃烧喷注方式下进行了系统的超声速燃烧实验.实验空气的滞止温度在2000K左右,滞止压力1~1.4MPa,总流量2kg/s,燃烧室进口马赫数2.5,可以模拟飞行M数为7的超燃冲压发动机中的燃烧工况.新开发的一维超声速燃烧程序SSC-1可以估算出燃烧室内的流场参数、燃烧效率和总压损失.计算结果与实验进行了比较,发现较好的一致.实验结果表明,利用垂直喷射,燃烧效率可以超过80%,同时不引起严重的总压损失.由燃烧室壁面静压分布与燃烧效率的分析发现,燃烧室燃料注射位置应避免过于集中,宜分散按规律分布,使燃烧室静压分布尽量平直以获得高燃烧效率.

立式风洞尾旋试验技术

李永富

1999, 13(1): 13-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.002

摘要(120) PDF(3)

摘要:
介绍了立式风洞自由飞尾旋试验和旋转天平试验的方法,简述了试验模型的设计.

实验研究

强声条件下管道气体流动特性的研究

席葆树, 许宏庆, 周礼蔚, 申晓春

1999, 13(1): 19-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.003

摘要(154) PDF(3)

摘要:
用实验手段研究强声场对管道内气体流动的影响.通过声强、频率的变化得到了一系列流动特性的变化,从而证实了强声场诱发湍流的存在,有助于进一步开展声凝聚的研究.

山谷宽度对触地爆炸地冲击波传播规律的影响

曹伟, 曹树鼎

1999, 13(1): 25-30. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.004

摘要(80) PDF(4)

摘要:
重点研究了山地地形条件下不同山谷宽度时触地爆炸地冲击波传播规律,通过对中等坚硬岩石的计算得到以下看法:当山谷比例宽度较小时,应力波的传播规律与V形山谷相似,随着山谷宽度的加大,应力波的传播规律逐渐接近平地;当山谷宽度小于2/3平地触地爆弹坑直径时,弹坑深度和半径与V形山谷基本相同;当山谷宽度大于4/3平地触地爆弹坑直径时弹坑深度和半径与平地基本相同;对于比较小的山谷宽度,由于山体的阻挡,粒子速度几乎垂直向上,随着高度的增加,抛掷到高处的岩土碎片和灰尘将形成比平地触地爆时大得多的巨大蘑菇状尘柱,抛向很远的地方,这就是弹坑抛掷物的聚焦和管道效应.

96型低速大攻角动导数试验系统

孙海生

1999, 13(1): 31-37. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.005

摘要(93) PDF(3)

摘要:
介绍了一套用于气动中心低速所4m×3m风洞或Φ3.2m风洞的大攻角动导数试验系统.对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述,并对典型试验结果进行了分析讨论.采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统,能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α .和β .产生的动导数和静导数,数据具有较高的精度.

弹性模型实验技术

白葵, 冯明溪

1999, 13(1): 38-42. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.006

摘要(94) PDF(5)

摘要:
介绍了火箭弹性模型实验技术,包括模型对火箭的质量分布、刚度分布的模拟,模型的加工制做,激振机构的研制,支撑元件的研制以及几期实验的结果综合.

4m×3m风洞风工程试验段研制

梁鉴, 王勋年, 陈洪, 刘义信

1999, 13(1): 43-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.007

摘要(90) PDF(4)

摘要:
介绍了气动中心低速所4m×3m风洞增设风工程试验段的方案选择、结构设计.这个试验段长14.5m、宽4m、高2.2m,不改动原风洞结构、装拆方便,可较好地模拟大气边界层、并已成功地应用于风工程试验.

高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

陈德华

1999, 13(1): 49-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.008

摘要(98) PDF(4)

摘要:
在FL-24风洞中进行了试验M数为0.60、0.90及1.20,攻角为0°~360°,侧滑角为0°~-90°,试验雷诺数为(2.8~5.4)×106的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究.结果表明,本项试验技术是可行的,所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理,试验数据可靠,量值可信,可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算.

建筑物行人高度风环境风洞试验研究

王勋年, 李征初, 张大康, 刘晓晖

1999, 13(1): 54-58. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.009

摘要(70) PDF(2)

摘要:
介绍了建筑物风环境的风洞模拟,行人高度风测量探头的设计、标定和数据处理.采用这种探头,在气动中心低速所4m×3m风洞的长15m、宽4m、高2.2m风工程试验段进行了比例为1∶300的建筑群模型的行人高度风环境试验研究,结果说明这座新高层建筑物的落成,对其周围某些位置的行人高度风环境有严重的影响.

测量与显示

气体自发光在高超声速流场显示中的应用

袁生学, 黄志澄

1999, 13(1): 59-63. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.010

摘要(99) PDF(4)

摘要:
提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法,介绍了在使用高焓运行的激波风洞中,对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果,可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交.结果表明此种方法不需外加光源,对于结构限制无法设置透明部件的模型,无疑是简单可行的.

一个非常规前体机身的流动显示研究

杨其德, 马明生, 余涛, 胡汉东, 周乃春, 张家信

1999, 13(1): 64-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.011

摘要(63) PDF(2)

摘要:
描述了有类似Erickson前体的非常规机身的初步流动显示研究结果,包括测力、表面油流和激光片光流动显示结果和用层流N-S方程进行数值模拟的结果.计算和试验的参数范围:α=0°~50°,β=0°~20°,虽然计算与试验所用的外形在后部有一些不同,但是两者在涡的位置方面显示了良好的一致性.同时研究也表明,大攻角的流动特性可以通过改变机身前体形状进行控制.通过研究还表明,这类前体在改善大攻角横侧方向安定性方面具有很大的潜力.

小滚转力矩测量技术研究

杨英臣

1999, 13(1): 73-76. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.012

摘要(67) PDF(3)

摘要:
描述了小滚转力矩测量技术的发展,重点介绍了一种专用于小滚转力矩测量的新型内式六分量应变天平.基于一种"双交叉挠曲弹性枢轴"结构及电子束焊接新工艺,该天平的滚转力矩单元不仅灵敏度高,抗干扰性能好,且纵向承载能力也很强,因此能够满足各种外形的小滚转力矩高精度测量要求.文章包括初样天平的天平描述、静校结果分析及在风洞试验中的性能等.

航天飞机简化模型流场测量

王辰生, 张宏伟

1999, 13(1): 77-85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.013

摘要(88) PDF(3)

摘要:
叙述航天飞机简化模型流场测量与观察,进行了旋涡场测量,机身压力分布测量和组合体的油流观察.试验M数为0.4,0.6,0.8,1.5,攻角为0°,6°,8°,10°,12°,15°,17°和20°.分析三种方法所得结果,符合得很好.

PDPA与HW测量技术的对比试验研究

张维智, 王丹, 张守军

1999, 13(1): 86-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.014

摘要(85) PDF(6)

摘要:
利用自由剪切湍流中的圆管射流所具有的流动特性,采用相位多普勒粒子分析仪(PhaseDopplerParticleAnalyzer)对射流随轴向发展的最大速度进行了7次重复性测量试验,给出非侵入测量射流的势流区和湍流自模拟区的测量精度.文中还进行了热线与PDPA对射流最大速度随轴向衰减变化的测量试验,给出了PDPA与HW测量结果之间的关系曲线和公式.同时给出了侵入测量中探头对流场中当地速度的干扰影响量.

工程估算

战术导弹零升阻力雷诺数效应及修正方法

陈德华, 赵协和

1999, 13(1): 92-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.01.015

摘要(129) PDF(2)

摘要:
叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响,并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法,即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法.修正结果表明,修正方法是可行的,变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理,对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度.