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

2004年 第4期

显示方式:
进展评述
国外风洞试验的新机制、新概念、新技术
战培国, 杨炯
2004, 18(4): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.001
摘要:
风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备,是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施.面对新世纪航空航天领域的激烈竞争,世界发达国家加强了新概念风洞研制,改革风洞运行机制,一些新技术也在大型生产性风洞得到应用.
实验研究
一种超声速燃烧流动混合增强的新技术
陈坚强, 张毅锋
2004, 18(4): 7-10. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.002
摘要:
从可压缩完全N-S方程出发,采用NND差分格式和七组分八反应H2-Air化学燃烧模型,对脉冲式燃料喷射的二维凹槽超声速燃烧流动进行了数值模拟.在等流量喷射的条件下,对一种连续式和两种脉冲式燃料喷射流动做了分析比较,两种脉冲具有相同的频率和不同的持续时间,持续时间与周期的比例分别为RT=1/4和1/2.
细长体大迎角绕流的滚转角特性
王刚, 梁新刚, 邓学蓥
2004, 18(4): 11-14,19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.003
摘要:
尖拱和钝拱细长体的截面侧向力分布呈现明显的滚转角效应.不同滚转角下尖拱侧向力沿轴向分布曲线(Cc~x/D)的相位和半周期各不相同,截面侧向力随滚转角变化(Cc~φ)呈现一定的无规律性;而钝拱Cc~x/D曲线的相位和半周期基本相同,但振幅值大小依赖于滚转角,Cc~φ分布呈完全的无规律性.尖拱模型头部的加工精度导致的微扰动使得尖拱Cc~x/D分布变成型式基本一致的两簇曲线,其特征点和半周期分别对应相同,Cc~φ分布呈现典型的双周期方波.
液体燃料爆炸抛撒及云雾形成的实验研究
王德润, 沈兆武, 周听清
2004, 18(4): 15-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.004
摘要:
为了分析燃料的物理化学性质、表面活性剂对液体燃料爆炸抛撒过程的影响,进行了相关实验研究,用高速摄影机记录了不同情形下的液体燃料爆炸抛撒及云雾成长过程.实验结果表明,液体燃料爆炸抛撒过程可以分为加速运动、减速运动和扩散运动三个阶段;选用低粘度、低表面张力且具有一定挥发性的液体燃料可获得较好的爆炸抛撒及雾化效果;适量表面活性剂的加入虽不能增加燃料云雾最终扩展半径,但可使液体燃料分散得更均匀,从而更有利于爆轰的传播.
基于超磁致伸缩材料新型转换器的仿真研究
朱玉川, 马大为, 乐贵高, 王传礼, 许贤良
2004, 18(4): 20-23. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.005
摘要:
超磁致伸缩材料作为一种新型功能材料具有应变大,输出力大,响应速度快,能量转换效率高等特点.利用超磁致伸缩材料研制了一种取代两级传统电液伺服阀力矩马达的新型电-机转换器,并建立了其数学模型及MATLAB仿真模型,通过仿真结果分析表明该转换器较传统力矩马达具有高频响、高响应等显著优点.
2.4m风洞飞行器模型抖振边界试验技术研究
陈忠实, 余立
2004, 18(4): 24-27,33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.006
摘要:
介绍了该项研究的目的、要求、研究内容、试验条件及试验方法.文中简单介绍了半模和全模两期抖振试验的主要结果,提及了研究中存在的不足和将来研究应改进或加强的工作.笔者认为:该研究的抖振、测力、测压数据,其量值可靠、规律合理,可信度高.风洞流场的品质好,抖振边界测量精度高,且有大Re数的优势,更适合飞行器的抖振特性试验和研究.
超声速进气道与弹体一体化外形研究
周丹杰, 东海宁, 李博, 梁德旺
2004, 18(4): 28-33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.007
摘要:
通过数值求解N-S方程和风洞测力试验,研究了超声速进气道的布局、剖面形状及几何参数对全弹气动力和进气道内流的影响.结果表明:细长旋成体弹身背风面和侧边不宜安放进气道;矩形进气道能够产生涡升力,升阻比明显高于半圆形进气道,而且内部流动接近二维流动,流场畸变及流动损失情况均比半圆形进气道要好;矩形进气道横截面积增加,对升力系数影响不大,但阻力系数增加明显;其高宽比增加,升力系数增大,阻力系数减小.
民机低速风洞测力试验技术研究
郝卫东, 司永昌, 高静
2004, 18(4): 34-37. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.008
摘要:
民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证.试验结果表明:FL-8风洞的测量精度已经达到了国际先进水平.
二维翼型非定常运动的涡流场显示--2俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动
王肇, 宋红军, 尹协振
2004, 18(4): 38-42,57. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.009
摘要:
介绍了在水洞中进行的二维机翼纯俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动时的流动显示实验.实验结果揭示了机翼做纯俯仰运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数(Ste)的关系.在Ste=0.105附近,涡街排列成一条线;大于该值,为逆Karman涡街;小于该值,为正Karman涡街.机翼做沉浮/俯仰联合运动时,尾迹中总是出现逆Karman涡街.结合数值计算结果说明,机翼做沉浮/俯仰联合运动时,推力及最大有效迎角与沉浮和俯仰运动之间的相位差有关.并讨论了前缘涡与后缘涡相互作用对推力的影响.
2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究
吴军强, 范召林, 贺中, 王元靖
2004, 18(4): 43-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.010
摘要:
介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况.试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当.标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功.
两种特殊CTS试验技术的研究
于志松, 王发祥, 罗新福
2004, 18(4): 49-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.011
摘要:
介绍了载机投放/发射的外挂武器具有舵面控制律模拟的分离轨迹测量技术以及分离体带喷流的导弹级间分离气动干扰特性测量技术的研究情况.研究表明,两种特殊CTS试验技术研究取得了比较满意的结果,进一步拓展了气动中心1.2m高速风洞捕获轨迹综合试验能力和种类.
气压高度试验方法研究
杨辉
2004, 18(4): 54-57. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.012
摘要(1639) PDF(2)
摘要:
介绍了利用模型表面的压力测量值经计算求出来流静压的方法和试验结果.文中涉及的计算方法为多元回归法,对试验所得压力数据进行处理,可拟合出多个不同参变量下的静压P∞的多元方程,从中选取一组较精确的作为计算公式进行验证试验,结果表明采用该方法测量静压具有较高的精度.
风能引信电机的超声速实验技术研究
陈志敏, 徐敏, 党会学
2004, 18(4): 58-61. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.013
摘要:
对于榴弹风能引信电机输出特性的研究,过去都是在闭口式风洞中进行实验,但经大量实验证明,闭口式风洞中各种因素的影响,不利于研究榴弹风能引信电机输出性能及抗高转速的问题.笔者应用气体动力学和实验空气动力学理论,设计一种适合榴弹风能引信电机超声速射流实验装置,利用该装置进行了现有各种型号风能引信电机的超声速实验研究.在此基础上,把超声速风能引信电机进气通道改为拉瓦尔喷管形式.采用实验方法选择出最佳喉道面积.最后,通过实弹打靶得到了验证,同时对风能电机的输出电压和频率进行了风洞试验和打靶遥测数据比较,两者吻合较好.研究表明,拉瓦尔喷管形式的引信电机应用速度范围宽,并便于控制电机的转速.该研究解决了多年来引信电机抗高转速的问题.
根据风洞试验结果建立有尾翼导弹数学模型
何开锋, 王文正, 钱炜祺
2004, 18(4): 62-66. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.014
摘要:
通过分析有尾翼导弹气动力的对称特性,建立了有尾翼导弹空气动力系数的三角级数模型,给出了模型结构确定方法,并对某导弹风洞试验数据进行了建模研究,建模结果验证了所建模型的有效性和可行性.该套方法可以减少风洞试验量、帮助总结气动力规律、校正风洞试验的误差,并能为控制规律设计和性能分析提供方便.
高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究
李其畅, 伍开元, 郑世华, 徐永长, 黄存栋, 王涛
2004, 18(4): 67-71,77. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.015
摘要:
在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一.笔者介绍了在CARDC的FL-21与FL-24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统.该系统包括:FL-21与FL-24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统.该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据.试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性.
大迎角细长体头涡结构演变的非定常现象研究
马宇, 刘沛清, 邓学蓥, 史京玲
2004, 18(4): 72-77. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.016
摘要:
细长旋成体绕流中位于尖部附近的一对头涡在迎角增至一定程度时,会表现出很强的非定常特征,而此时后体上为类卡门涡脱落区域.为了寻找这对头涡的非定常特征随迎角变化的规律,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,得到了在很大迎角下旋成体头涡的脉动频率随迎角基本呈线性变化的规律,而后体上的卡门涡脱落频率则与迎角的正弦值成正比.
小展弦比机翼低雷诺数升阻特性试验研究
李志国, 朱鹏程, 李锋
2004, 18(4): 78-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.017
摘要:
研究的主要目的是确定微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数升阻特性.通过风洞试验测量了几种不同外形机翼的升力系数和阻力系数.研究主要涉及了矩形、椭圆、齐莫曼和反齐莫曼四种平面形状的机翼,并对每种外形机翼分别进行了展弦比为1.0、1.5、2.0的比较试验,文中以矩形翼为例分析了展弦比对机翼升阻特性的影响.为了研究前缘后掠角对机翼升阻特性的影响,进行了后掠角分别为20°、30°和45°梯形机翼的气动试验.试验结果表明:在大部分迎角范围内,同其它外形机翼相比矩形翼具有更高的升力系数,反齐莫曼翼的升阻比最理想;在小展弦比范围内对于平板翼型的机翼,较大的展弦比不会给升力系数提高带来更明显的效果;后掠角20°和30°梯形翼的升阻特性相差不大,后掠角45°梯形翼具有较大的升力系数和阻力系数.
测量与显示
非定常自由流中的翼面动态压力测量
史志伟, 宾斌, 李甘牛, 明晓
2004, 18(4): 83-87. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.018
摘要:
首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量.结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量.动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别.这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的.来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大.
旋流器内流场的研究
张占峰, 汤荣铭, 许宏庆
2004, 18(4): 88-92. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.019
摘要:
叙述了分别采用五孔探针、热线和激光三种流场测量方法测量旋流器模型内的流场分布情况,并得出基本一致的实验结果,从而为旋流发生器的设计提供理论依据.
瞬态浓度场的熵与混沌特征实验研究
李宋, 吴文权
2004, 18(4): 93-98,104. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.020
摘要:
为了探讨瞬态浓度场的熵特征及其是否具有混沌特征,利用基于数字图像处理技术和光学粒子散射理论的瞬态浓度场光学测量系统,获得了浓度场的二维时间和空间湍流信息,运用这些信息首次定量分析了瞬态浓度场的混沌特征,首次提出了浓度场信息熵理论及其非线性度量方法并进行了定量计算.运用实验数据时间序列计算了信息熵以及信息熵和浓度脉动时间序列的嵌入维数、关联维数、Kolmogorov熵和最大Lyapunov指数.结果表明,瞬态浓度场具有低维混沌特征,其脉动信息熵时间序列也是混沌的.
气动院校准箱工作原理分析及TPS校准目标量的获得方法
徐铁军, 郝卫东, 李聪, 曲芳亮
2004, 18(4): 99-104. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.04.021
摘要:
介绍了中航气动院发动机模拟器校准设备-校准箱的工作原理,及在校准箱中进行TPS静特性校准的目标量的获得过程;包括校准箱工作原理分析、TPS校准的目标量、校准目标量的计算、校准目标量在风洞试验中的应用等几部分.

重要公告

www.syltlx.com是《实验流体力学》期刊唯一官方网站,其他皆为仿冒。请注意识别。

《实验流体力学》期刊不收取任何费用。如有组织或个人以我刊名义向作者、读者收取费用,皆为假冒。

相关真实信息均印刷于《实验流体力学》纸刊。如有任何疑问,请先行致电编辑部咨询并确认,以避免损失。编辑部电话0816-2463376,2463374,2463373。

请广大读者、作者相互转告,广为宣传!

感谢大家对《实验流体力学》的支持与厚爱,欢迎继续关注我刊!


《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日