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2006年  第20卷  第4期

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实验研究
高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验
古科, 泽维金茨耶夫, 马祖尔, 克耐里托诺夫
2006, 20(4): 1-9. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.001
摘要:
给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.
航天飞行器在ITAM的AT303高超声速风洞中的空气动力实验研究
克耐里托诺夫, 泽维金茨耶夫, 契卡申科, 波罗德斯基, 马祖尔, 互西耐夫, 莫尔拉尔特, 科都拉, 鲍拉特
2006, 20(4): 10-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.002
摘要:
俄罗斯科学院西伯利亚分院理论与应用力学研究所新研制的AT-303风洞于1999年开始投入使用.由于具有较高的驻点压力,AT-303能够模拟飞行器再入时的真实Reynolds数,其Mach数范围为8~20.在ITAM与ESTEC和EADS-ST协作的ISTC项目的框架下,在AT303风洞中对不同航天飞行器的空气动力特性进行了研究.通过对HB-2(AGARD)参考模型进行测力实验,并将实验结果与其它可用的实验和数值计算结果进行比较,AT-303风洞的流场品质和实验仪器的性能得到了检验.在与实际飞行条件相对应的Mach数和Reynolds数条件下对典型的高超声速航天飞行器进行了实验.测量了气动力和力矩,确定了这些飞行器的主要气动特性.给出了实验结果,对实验数据进行了分析并与理论结果进行了比较.从研究中得到了一些经验,并提出对下一步研究的建议.
超声速燃烧室等离子体点火实验研究
宋文艳, 刘伟雄, 贺伟, 白菡尘
2006, 20(4): 20-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.003
摘要:
针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M0≤4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T0=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法.采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧.研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油.
不同截面细长体大迎角非对称流流态及侧力特性研究
曾友兵, 吕志咏, 殷显峰
2006, 20(4): 25-29,39. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.004
摘要:
无人驾驶战斗机将是未来战斗机发展的可能方向,为了隐身及其他目的,飞翼布局是一种可供选择的形式.这时机身不很细长,在大迎角下的非对称涡将不会出现多涡系,而涡破裂现象会影响机身涡的非对称性及气动特性.提出了在风洞及水洞中进行的不同截面形状的细长机身的实验结果.讨论了迎角、滚转角及截面形状对机身侧力的影响,并结合流态对实验结果进行了分析,有助于加深对这类机身气动力产生机理的了解.
隧道阻塞比对列车进入隧道产生的气动效应的影响
王英学, 高波, 杨奎, 张兆杰
2006, 20(4): 30-32. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.005
摘要:
高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响.隧道阻塞比对气动效应的产生有非常重要的影响.利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,验证了压缩波的隧道阻塞比影响系数值,初步确定了阻塞比与微压波压力的理论关系,依据实验结果,确定了微压波的阻塞比影响系数的范围.
弹穴流动特性高速风洞试验研究
杨党国, 李建强, 罗新福, 胡成行
2006, 20(4): 33-39. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.006
摘要:
在分析了弹穴3类流动的基础上,利用风洞试验着重研究了弹穴的几何参数(L/D、W/D、δc、δh)以及飞行参数(M)与弹穴内流场结构间的耦合关系,获得了亚跨超声速来流条件下弹穴底面中心线上的压力分布及弹穴流动特性.研究表明:弹穴长深比(L/D)是影响弹穴流动类型和流动特性的关键因素,W/D、δc、δh和M对弹穴的流动类型和流动特性也有一定的影响;开式穴流动弹穴流场较稳定,压力分布较均匀,有利于内埋武器安全平稳地分离.
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叶经方, 范宝春, 应展烽, 陈志华, 董刚
2006, 20(4): 40-44. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.007
摘要:
对甲烷-空气预混火焰越过安装于燃烧室内底壁的多种形状障碍物进行了系列实验.以高速阴影摄影获取火焰阵面变化的序列相片,准确地记录了流场和火焰的变化过程.结果表明,障碍物的上表面对诱导湍流具有十分重要的影响,而障碍物下游的回旋区会导致火焰的翻卷和弯曲.变形火焰在未燃气体中产生的压缩波在壁面进行反射并在燃烧区反复穿越,也大大破坏了火焰的稳定性.不同形状的障碍物对火焰稳定性的影响呈现的特点不同,但最终均能导致湍流燃烧和加速.
基于等离子体激励的圆柱绕流控制实验研究
苏长兵, 宋慧敏, 李应红, 张朴, 吴云, 梁华
2006, 20(4): 45-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.008
摘要:
为验证低雷诺数条件下,采用大气压等离子体流动控制技术进行圆柱绕流控制的有效性,设计了圆柱绕流实验系统,并开展了圆柱绕流实验研究.实验研究表明,在雷诺数为1.35×104和1.90×104的条件下,等离子体激励器产生的流动扰动,能够有效控制圆柱体绕流的流动分离,并显著改善分离流场,增涡、减涡效果明显.实验结果表明,大气压等离子体流动控制技术是钝体绕流流动特性控制的一种有效手段.
三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究
林敬周, 田正雨, 王志坚
2006, 20(4): 49-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.009
摘要:
通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.
具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究
刘刚, 邱玉鑫
2006, 20(4): 54-58,62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.010
摘要:
有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性.在计算研究的基础上,选择了3个不同上、下表面高度和两个不同侧缘角的模型进行了低速风洞试验.风洞试验结果表明,无侧滑时,机身的升力、阻力和俯仰力矩的绝对值都随高度增大而减小,在α<30°内,表面高度对横向特性影响较小,α=30~60°时,呈现复杂的影响趋势;尖锐侧缘机身比圆侧缘机身产生的升力和阻力都大些,但俯仰力矩差别不大;随着迎角的增大,对横向特性的影响明显;有侧滑时,上表面b/a=0.75的机身和下表面b/a=0.25的机身对方向稳定性的影响最显著,尖锐侧缘比圆侧缘对方向稳定性有更大的影响.
实验技术
高超声速风洞相变热图试验图像处理软件研制
宋道军, 黄国川, 王义庆, 蔡蕾
2006, 20(4): 59-62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.011
摘要:
高超声速风洞相变热图试验技术是我所正在开展研究的一项试验技术,主要应用于大面积热测量.我所开展热图试验技术研究已有20余年的历史,尽管在试验技术上取得了一定的成果,但是图像处理软件的研制一直都是困扰课题组的一大难题.该软件在整个试验技术中扮演着举足轻重的作用,介绍的图像处理软件包括了图像预处理软件、相变线提取软件、相变线辨识软件和试验结果分析软件四个部分,每个部分都具有独立的可执行程序,能够较好的满足试验需要.
一种基于图像的模型迎角实时测量方法和应用研究
祝汝松, 康虎
2006, 20(4): 63-68,72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.012
摘要:
模型迎角的测量是风洞试验中非常重要的环节.使用图像的测量方法能够在不影响模型的情况下对它的角度进行非接触的测量.提出了一种采用图像对模型迎角进行测量的方法,对系统的设备组成、测量原理等方面进行了说明,通过对图像畸变的矫正来修正成像系统本身的测量误差.通过采用图像分层、特征提取和自适应阈值分割等快速图像处理方法实现了对模型迎角的实时测量.分析了风洞试验时振动对测量的影响,进行了测量精度检验,对风洞试验结果进行了简要分析.
激波管中测量JP-10点火延时的吸附问题研究
勾华杰, 王苏, 范秉诚, 何宇中, 张胜涛, 崔季平
2006, 20(4): 69-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.013
摘要:
在JP-10点火延时的激波管实验中,JP-10在激波管壁的吸附导致气相浓度的不确定是测量结果分散的主要原因之一.利用精确测定的吸附曲线确定了实验时JP-10真实的气相浓度,解决了高碳数碳氢燃料点火延时激波管实验时管壁吸附影响燃料气相浓度确定的困难.实验显示JP-10的吸附符合Langmuir吸附等温关系.
一种典型工程结构风致振动现场测量
余永生, 毕卫涛, 梁彬, 朱凤荣
2006, 20(4): 73-76,93. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.014
摘要:
对一个建筑结构风致振动进行了现场测量研究.结构风振位移采用摄影法测量,由于观测目标不可触及,测量中采用了一种新的摄影定标方法,即利用正多边形物体来标定摄影比例尺,解决了难以接近的观测目标的动态位移测量问题.现场测量得到了某特定气象条件下当地大气湍流的平均风速、湍流度、风谱、积分尺度等统计量和结构风振最大位移,固有频率,阻尼比等振动参数.
三维PIV原理及其实现方法
陈钊, 郭永彩, 高潮
2006, 20(4): 77-82,105. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.015
摘要:
粒子图像测量技术(PIV)在现代流场测量中发挥了重要作用,是流场测速研究的发展方向之一.随着二维PIV日益完善,新课题对流场测速技术提出更高的要求,推动了三维PIV的深入研究,但该技术的复杂性使得流场的三维速度测量更为困难.笔者以PIV技术为对象,重点阐述基于针孔相机模型的三维PIV原理和实现方法,并探讨了三维PIV研究工作的若干进展.
Φ5m立式风洞动力系统
叶吉成, 李德祥, 王政, 熊建军, 张贤德
2006, 20(4): 83-86. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.016
摘要:
Φ5 m立式风洞是我国第一座大型立式风洞,风洞动力系统采用交流调速方案:选用进口中压变频器,驱动国产交流异步变频电动机,已经于2006年9月通气成功.笔者主要介绍了Φ5 m立式风洞动力系统的概况,已经达到的技术指标:稳转速精度(相对额定值)为0.04%(24~350 r/min),整个系统的功率因数达0.97;接着介绍了系统的组成:交流变频调速系统、监控系统、高低压配电系统和辅机系统;并进一步介绍了设计和调试中解决的主要技术难题,列出了主要测试数据;最后对系统进行了评价:动力系统是成功的,明显优于以往使用风洞中的直流调速系统.
天空飞行与地面风洞实验动态气动相关性研究
贾区耀
2006, 20(4): 87-93. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.017
摘要:
寻找天空飞行与地面风洞实验(及数值模拟)动态气动力不一致的因素是人们非常关心的课题,近10余年来,在3个动态气动专题领域内,空中飞行器动态气动特性与风洞自由飞实验结果多次的一致性,验证了一个新的命题:运动动力学(及运动自由度)模拟相似是天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的一个重要因素.
水平携带床内玉米秸颗粒速度场的PIV实验研究
李志合, 易维明, 王娜娜
2006, 20(4): 94-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.018
摘要:
为研究生物质颗粒在水平携带床中的流动特性,搭建了水平携带床透明模拟装置.利用PIV无接触测量技术,在氩气流量为1.9 m3/h工况下,对60~160目粒径的玉米秸颗粒流进行了速度场的研究.计算出了颗粒和氩气的平均速度以及流经水平携带床的时间,对颗粒与氩气的跟随性进行了分析.研究结果表明,颗粒流的轴向速度沿轴方向不断增大,管道中心附近的颗粒加速最为明显,而边壁附近的颗粒速度变化相对较慢;颗粒流的速度沿径向大致呈抛物线状分布;颗粒流的平均运动速度比氩气低,颗粒流通过水平床的平均时间略大于氩气.
一种小型无人机简易飞行控制系统的方案
陈坚, 郑忠培
2006, 20(4): 99-105. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2006.04.019
摘要:
针对低速、自然稳定的小型无人机的特点,以控制无人机按预定航线自主飞行为目标,设计了具有双回路的PID控制的纵横向飞行控制律,以及优化的GPS系统(磁航向传感器补偿)导航算法,形成只需少量传感器和执行机构的飞行控制方案.该方案广泛适用于低速、自然稳定的小型元人机,具有良好的静态和动态特性,并且造价低廉、使用简单.

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2021年8月13日