实验流体力学

留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

实验研究

狭窄缝隙内的热流分布实验研究

唐贵明

2000, 14(4): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.001

摘要(119) PDF(5)

摘要:
在脉冲风洞中,和15.5,相应雷诺数的来流条件下,分别用平板和平头圆柱模型测量了狭窄缝隙内的详细热流分布。缝隙宽2mm,深25mm,模型攻角缝隙相对气流的偏转角β=0°~90°。本文给出了缝内典型热流分布结果,讨论了马赫数、攻角和偏转角对缝内热流分布的影响并与现有计算方法和实验数据进行了比较。

边界层综合诊断技术研究

卞於中, 徐铁军, 范洁川, 马俊平, 屠兴, 白存儒, 何克敏, 尹迪义, 赵宗辅

2000, 14(4): 7-13. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.002

摘要(174) PDF(4)

摘要:
给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明:表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。

消融控制电弧等离子体发生器放电特性的实验研究

栗保明, 李鸿志, 袁伟群

2000, 14(4): 14-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.003

摘要(128) PDF(3)

摘要:
通过衬套材料消融补充等离子体从而控制电弧生长的技术具有很好的应用前景。利用一个总贮能800kJ的模块化电容基脉冲功率源系统为消融控制电弧等离子体发生器强流放电提供电能输入,在一定的参数变化范围内,实验研究了脉冲功率源初始放电参数、等离子体发生器几何参数以及消融材料对消融控制电弧放电特性的影响规律。借助于理论分析,也可定性获得消融控制电弧等离子体压力和温度对上述影响参量变化的依赖关系。

封严篦齿腔内流动及旋涡分布和顶板换热特性的实验研究

黄晓光, 吴丁毅

2000, 14(4): 20-25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.004

摘要(181) PDF(4)

摘要:
自行设计了吸气式篦齿换热风洞并对篦齿腔内部旋涡分布及流场和篦齿顶板换热特性进行了详细的研究。测出了在不同雷诺数和齿隙比篦齿腔中旋涡分布和顶板换热规律。从机理上分析了雷诺数和齿隙比对篦齿腔内流动旋涡分布及顶板表面局部换热规律的影响。

飞行器非定常气动力试验与建模研究

姜裕标, 沈礼敏

2000, 14(4): 26-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.005

摘要(130) PDF(4)

摘要:
介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性,试验的振幅为20°、35°,俯仰和偏航振荡的减缩频率为0~0.06,滚转振荡的减缩频率为0~0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法,对非定常气动力建模进行了探讨,气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。

飞机机翼摇滚低速风洞实验研究

孙海生, 姜裕标

2000, 14(4): 32-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.006

摘要(100) PDF(6)

摘要:
介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术,并对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所4m×3m风洞进行的机翼摇滚风洞试验的典型结果。最后对形成机翼摇滚的机理进行了探讨与分析。

爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的化学温标方法

何宇中, 王苏, 赵伟, 范秉诚, 谷笳华, 王静, 崔季平

2000, 14(4): 36-40. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.007

摘要(112) PDF(3)

摘要:
为直接测定驻室温度,以预混于实验气体中微量四氟甲烷CF4在高温下热分解反应的动力学分析为基础,采用一个快速单向进样阀于喉道前部对反射激波后的气体进行采样,通过气相色谱方法检测反应终产物四氟乙稀C2F4的浓度作为温度指示,测量激波风洞中反射激波后驻室的温度。应用于最新研制成功的爆轰驱动激波风洞驻室温度测量的结果显示其采样技术及化学温标方法是适用的。讨论了用氢氧爆轰驱动产生的管壁凝结水对测量的影响。

亚、跨声速底排减阻特性研究

陈少松, 丁则胜, 罗荣, 曹顶贵

2000, 14(4): 41-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.008

摘要(125) PDF(6)

摘要:
为了研究亚、跨声速底排减阻特性,采用了底排氢加空气燃烧和底排冷空气的方法进行底排减阻特性的风洞实验研究,实验的马赫数范围为M∞=0.71~1.55。从研究结果看出,底排冷空气的减阻率确实很低,但氢加空气燃烧的底排减阻率是很高的,其最大减阻率△Cmax=40%~120%,比冷排气要高一个量级。说明在亚、跨声速下采用底排燃烧的方法仍可有效减少弹丸底部阻力增加射程。

油水乳化液中分散相液滴的力学行为初探——剪切流对油水乳状液分散相液滴集聚的影响

胡盟明, 董守平

2000, 14(4): 46-50. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.009

摘要(131) PDF(6)

摘要:
油水分离机械中油水乳状液分散相液滴的力学行为直接影响到分离机械的分离效率。笔者通过在旋转剪切场中油水乳化液稳定特性的实验研究,对剪切对油水分离效率影响进行了初步探索。实验发现不同剪切强度对乳化液分离效率会产生正面或负面的影响。通过分散相液滴界面膜的受力及其在剪力作用下的变形分析,初步解释了剪切场和交变剪切场中乳化液分散相液滴的运动聚集规律,提出可以由其分散相液滴变形的长短径比的特定取值来判断相应的剪切强度对其沉降分离特性的影响。

测量与显示

用电子束荧光技术研究高超声速边界层中的扰动现象

林贞彬, 郭大华, 朱进生, 余西龙

2000, 14(4): 51-57. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.010

摘要(111) PDF(4)

摘要:
利用电子束荧光技术对高超声速平板边界层中的扰动现象进行实验研究,实验在炮风洞中进行,自由流马赫数为7.8,单位长度雷诺数为3.5×107/m,测量了平均密度分布、脉动密度分布,并获得了湍流密度脉动的互相关分布和频谱分布。实验结果表明在过渡区中有序与随机现象并存。

探针测定流场的水动力学问题

仇宝云, 刘超, 黄海田, 汤言平, 袁家博, 周济人, 鄢碧鹏, 陈玉明, 成立, 杨华

2000, 14(4): 58-63. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.011

摘要(135) PDF(2)

摘要:
研究探针测定水流场针孔压力测量反应时间的影响因素,给出探针测试系统合理参数,分析探针杆水力共振和受水绕流阻力挠曲的影响,提出相应对策,以提高测试精度。

瞬变温度声速变压力测量传感器技术研究

张从和

2000, 14(4): 64-68. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.012

摘要(100) PDF(3)

摘要:
从分析压力传感器的平面膜片结构在变温场中存在的失稳现象入手,突破常规设计方法,采用新颖的球壳状膜片结构,克服了失稳现象,结合采取一系列相应的技术措施,实现了瞬变温度流场速变压力的实时精确测量。

风洞流场实时全息研究中的误差分析

董小刚, 濮宏图, 周贤伟

2000, 14(4): 69-74. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.013

摘要(132) PDF(4)

摘要:
基于作者的实验及相关理论,着重分析了实时全息用于风洞流场显示研究可能出现的误差及检定、消除方法。实践表明,配以适当的光源和显示、记录系统,实时全息使全息干涉显示直接再现,现场可视、可调控,免除了实验的盲目性和大量的后续处理,便于灵活选用干涉项,在高速流场尤其是其它光学诊断方法举步维艰的强发光高温等离子体的瞬态及迅变过程的实时连续监测显示诊断研究中亦有一定的优势。现场实验过程中系统只要没有大的过阻尼型的范性移动,用于风洞实验是有效而可靠的。

三维PIV中透视成像的视点定位与透视平面的确定

邓国强, 孙景鳌, 董守平

2000, 14(4): 75-80. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.014

摘要(134) PDF(5)

摘要:
对三维PIV中透视投影的视点定位与透视平面的确定技术作了深入的研究,提出了一种确定视点坐标与透视平面的方法,给出了相应的数学关系式,最后通过实验的方法对视点坐标与透视平面的确定技术进行了检验。

数据采集、处理与控制

2.4m风洞常压吹风控制策略与控制软件设计

周平, 韩杰, 李尚春, 汤更生, 张俊生

2000, 14(4): 81-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.015

摘要(125) PDF(3)

摘要:
2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一,该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多,因而,其系统复杂。风洞被控对象具有:非线性、时变、滞后和耦合特性,而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题,在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略,使风洞p0和M数控制精度分别优于0.3%和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控制软件的设计和控制策略进行了介绍。给出了调试结果说明了控制策略和控制软件的设计是成功的。

神经网络在旋翼/机身气动干扰模型中的应用

徐锦法, 高正, 梅卫胜

2000, 14(4): 90-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.04.016

摘要(97) PDF(2)

摘要:
由于直升机自身的特点,旋翼/机身气动干扰呈现非线性,且受多种因素的影响,用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼/机身气动干扰试验数据构造的学习样本,对网络参数进行学习,可以得到旋翼/机身气动干扰神经网络模型,进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼/机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼/机身气动干扰神经网络模型的建立进行论述外,还简要介绍了旋翼/机身气动干扰试验。