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2007年  第21卷  第4期

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《实验流体力学》征稿简则
2007, 21(4).
摘要:
实验研究
舵面铰链力矩及其缝隙效应研究
黄宗波, 王勋年, 章荣平
2007, 21(4): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.001
摘要:
对翼型舵面铰链力矩的缝隙效应进行了低速风洞试验研究和CFD计算研究.风洞试验在1.4m×1.4m低速风洞中进行,测量模型在不同缝隙下舵偏分别为-10°、-5°、0°、5°、10°时的气动载荷,获得了缝隙对模型舵面铰链力矩的影响.采用CFD软件计算不同缝隙下各个舵偏状态时的舵面铰链力矩.主要研究舵面的铰链力矩特性受缝隙效应的影响.研究表明,舵面铰链力矩随迎角或舵偏的增大而增大;缝隙宽度对舵面的铰链力矩特性影响比较复杂,总体上影响程度不显著;CFD软件计算结果和风洞试验结果具有较好的一致性.
后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响
李国辉, 王刚, 邓学蓥
2007, 21(4): 7-12. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.002
摘要:
通过在细长体顶点处设置扰动块的方式使细长体的绕流具有确定性,在此基础上研究了机翼对细长体头部侧向力特性的影响.通过实验发现,测压截面越靠近机翼顶点,受机翼的影响越大.在50°迎角以下,后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响很小.在60°迎角时,后掠翼对细长体头部的侧向力特性影响较大,此时单独细长体的侧向力特性实验结果已不能直接应用于后掠翼身组合体了.
无尾布局支撑干扰数值模拟
段卓毅, 王运涛, 庞宇飞, 洪俊武
2007, 21(4): 13-17. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.003
摘要:
采用TRIP2.0_SOLVER软件,开展了高、低速来流条件下,无尾飞翼布局支撑干扰的数值模拟技术研究.高速来流状态下支撑干扰的数值模拟,以尾支撑作为主支撑,腹支撑作为辅助支撑,完全模拟了实验中采用的两步法;低速来流状态下的支撑干扰的数值模拟,采用了有无尾支撑的方式得到支撑干扰量.笔者介绍了支撑干扰的典型高、低速数值模拟结果,并与高速实验结果做了初步的对比.
冷却介质在层板内流动特性研究(第一部分 利用粒子图像测速技术再现复杂流场)
李谦, 王建华, 吴向宇, 杨士杰
2007, 21(4): 18-21. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.004
摘要:
探讨利用粒子图像测速(PIV)技术,实验研究冷却介质在层板内部流动特性的可行性.实验在满足相似性原理的前提下,用放大的有机玻璃模型,分区域再现了复杂结构内几个重要截面的二维流场.实验在雷诺数4.1×104下进行,从测量所得流体速度矢量图、等高线图及涡量图来看,虽然现有的PIV技术在测量精度上仍有欠缺,但是几个典型截面上所得到的实验结果是合理的,基本与本文第二部分展示的数值模拟结果相符合.因此利用PIV测速技术,验证层板内流数学模型和数值方法是有意义的.
冷却介质在层板内流动特性研究(第二部分 数值模拟复杂结构内流场)
王储, 王建华, 杜治能, 杨士杰
2007, 21(4): 22-26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.005
摘要:
用商业软件模拟复杂层板中冷却介质流动特性,以粒子图像速度(PIV)测量技术获得的实验数据,验证所选择的数学模型和数值方法.实验是在确定的径高比1及入口雷诺数4.1×104下进行的.用验证的数学模型及数值方法,向上下扩展雷诺数至2.05×104及8.2×104,改变层板径高比至0.5及2.0, 模拟这两个参数变化对层板内冷却介质流场的影响.模拟结果指出:在相同的径高比下,入口雷诺数的改变对层板内冷却介质流动特性影响很小;相反在相同的入口雷诺数下,径高比改变对层板内冷却介质流动特性有明显的影响.
高速客车模型气动特性实验研究
蔡国华
2007, 21(4): 27-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.006
摘要:
介绍了高速客运列车模型气动特性在低速风洞中测量结果.试验模型由头车、中间车、尾车模型组成,且头、尾车互换位置.试验风速为80~300km/h,风向角为0°.同时还进行受电弓接触压力测量.试验结果表明:不同头车和尾车组合,对高速客车的气动阻力有很大影响.整流罩和受电弓使列车空气阻力明显增加.
超声速冲击射流的PIV实验研究
姚朝晖, 侯修洲, 郝鹏飞
2007, 21(4): 32-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.007
摘要:
冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器(STOVL)等航空航天领域,然而却伴随着流场与噪声等诸多方面的问题,笔者采用PIV(粒子图像测速)技术对超声速冲击射流的流场结构和涡结构进行了深入研究.实验发现在不同的冲击工况下,冲击射流流场结构呈对称和螺旋结构,其瞬时流场的主涡结构也有类似特征,脉动流场在瞬时流场主涡结构的基础上会附加与主涡旋转方向相反的次涡结构,在对称和螺旋两种模态下,由于涡结构的影响,冲击射流的近壁速度存在较强的脉动.
斜拉桥拉索风-雨致振动特性风洞试验研究
李永乐, 卢伟, 陶齐宇, 熊文斌
2007, 21(4): 36-40,44. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.008
摘要:
以宜宾长江大桥为工程背景,在对斜拉索特性进行统计的基础上,确定了有代表性的模型风洞试验参数.通过较为系统的模型风洞试验,讨论了来流风速、索水平倾角、来流风向角、降雨量及结构阻尼比等对斜拉索风-雨致振动性能的影响.研究结果表明:在α=25°、30°且β=25°、30°、35°组合情况下斜拉索易发生雨振,其中心发振风速约为12m/s;斜拉索在小雨甚至"毛毛雨"的情况下易发生雨振;斜拉索雨振对结构阻尼比较为敏感.
柔性-刚性混合翼微型飞行器气动特性研究
李占科, 宋笔锋, 张亚锋, 高广林
2007, 21(4): 41-44. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.009
摘要:
提出了一种将柔性翼和刚性翼相结合的柔性-刚性混合翼微型飞行器新概念布局型式,通过与刚性翼微型飞行器的风洞对比试验研究了该新概念布局的气动特性.在此基础上,进行了柔性-刚性混合翼微型飞行器试验原理样机的飞行试验验证.风洞试验和飞行试验研究结果表明:柔性-刚性混合翼微型飞行器的新概念布局是可行的;与刚性翼微型飞行器相比而言,柔性-刚性混合翼微型飞行器具有更好的气动特性,对解决微型飞行器抗风稳定飞行问题是有效的.
复杂外形跨大气层飞行器模型气动热试验研究
曾学军, 彭治雨, 石义雷, 张扣立
2007, 21(4): 45-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.010
摘要:
针对复杂外形跨大气层飞行器,在2m激波风洞中开展了气动热试验研究,试验条件为:M∞≈10,迎角α=0°,10°,20°,30°,40°.通过试验给出了飞行器模型表面沿迎风中心线、背风中心线、机身四个截面、机翼上下表面、翼前缘、尾翼表面的热流分布试验结果.同时,发展了有限体积法的三维可压缩N-S方程解算器,建立了气动热数值计算方法,并根据风洞试验条件进行了气动热数值计算,与试验结果进行了分析比较.综合试验和数值计算结果,对跨大气层飞行器的气动热特性进行了分析研究,给出了表面热流的分布特征和随迎角的变化规律.
阻力伞及气囊气动特性风洞试验技术研究
杨贤文, 廖翼兵, 张德宇, 刘伟, 师建元, 白本奇
2007, 21(4): 49-52. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.011
摘要:
对阻力伞、气囊等柔性减速器进行了风洞试验研究.采用高速摄像清晰地记录了阻力伞在M=1.0条件下的开伞过程、气囊在M=6.0条件下充气过程的外形变化,准确地测得了气囊在M=6.0条件下充气过程的阻力时间历程,且气囊充气过程外形变化的时间历程与阻力时间历程相符.此外,对阻力伞高速风洞试验的堵塞度影响进行了研究.结果表明,通过研究,为柔性减速器的气动特性测试建立了新的试验技术.
利用温度测量结果反演三维热传导问题中热源项的算法研究
何开锋, 钱炜祺
2007, 21(4): 53-58,76. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.012
摘要:
利用表面温度测量来反演热传导问题中的热源项是一类典型的热传导逆问题,在采用有限体积法对三维稳态热传导问题进行数值求解的基础上,将该热传导逆问题转化为优化问题,基于灵敏度分析建立了反演算法.采用该算法对一典型算例的计算结果表明:建立的算法是有效的,具有较好的抗噪性能.此外,对反演算法中计算收敛准则的选取进行了较深入的分析,结果表明,由于热传导逆问题的不适定性,优化过程中目标函数值越小并不意味着反演结果与真值更为接近,可以通过设定合适的收敛准则来模拟正则化项的作用,克服不适定性的影响.
实验技术
一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用
刘伟雄, 谭宇, 毛雄兵, 乐嘉陵
2007, 21(4): 59-64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.013
摘要:
介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞.风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端.自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率.风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用.
4m×3m
梁鉴, 张卫国, 王勋年, 杜进宏
2007, 21(4): 65-70. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.014
摘要:
在4m×3m低速风洞大展弦比无人机试验中,出现了纵向大振幅振动问题.通过试验观察和支撑系统的有限元计算,在不破坏风洞结构和不改变原模型姿态角变化范围的条件下,气动中心低速所研制了一套抑振装置.该装置成功应用于多个无人机型号试验,有效地抑制了纵向大振幅振动,提高了大展弦比无人机低速风洞试验数据的精准度.
扑翼式微型飞行器的风洞试验动态数据采集和处理
尹伟, 章卫国, 孙逊
2007, 21(4): 71-76. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.015
摘要:
介绍了扑翼式微型飞行器的虚拟仪器测控系统结构,以及为避免多线程中死锁的关键问题,建立基于安全队列的多线程技术的动态实验测量系统.以微型飞行器风洞动态实验为对象,解释了基于安全队列的多线程技术应用于动态测控实验的优势.通过某扑翼式MAV进行吹风试验和频率谱计算,进一步验证了动态测量的正确性.
FL-9低速增压风洞主体结构有限元分析与气压试验
董国庆, 王仲仁, 胡传俊, 苑世剑, 李周复, 李强
2007, 21(4): 77-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.016
摘要:
FL-9低速增压风洞是"十五"国家批准建设的大型航空基础设施,笔者简要介绍了该风洞基于有限元方法的应力、变形和模态分析,并与风洞气压试验结果进行了对比.结果表明:有限元计算中所采用的单元类型、模型简化、边界约束等处理方法合理可行,应力计算值与实测值比较一致,最大薄膜应力为147.6MPa,低于许用值42.1%,风洞结构具有较大的安全裕度.风洞的前六阶模态分析为风洞安全运行提供了参考依据.
超高速碰撞可见光谱辐射强度测量技术
石安华, 柳森, 黄洁, 李毅, 韩冬, 马平
2007, 21(4): 83-85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.017
摘要:
针对航天器防护技术及超高速碰撞物理现象研究需要,为超高速碰撞靶研制了超高速碰撞光谱辐射强度测量系统.笔者对该系统的设计和应用该系统对半无限靶碰撞可见光谱辐射强度测量结果进行了介绍.结果表面:所研制的可见光谱辐射强度测量系统满足超高速碰撞可见光谱辐射强度测量要求,并具有成本低、使用方便和易于扩展功能等特点.
防热材料热解与氧化性能试验技术研究
许艺, 王国林, 胡天勇, 张佐光
2007, 21(4): 86-90. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.018
摘要:
介绍了利用Arrhenius方程开展材料烧蚀热解性能动力学特性的基本原理,试验测试方法.并通过对炭酚醛材料烧蚀动力学参数的高频等离子体风洞试验研究,验证了采用时间历程积分在试验结果处理中的可靠性,在此基础上采用平板试验技术获得炭酚醛材料在600~1200K温度范围内的表面质量烧蚀率动力学方程,并将该方程所预测的结果与采用驻点烧蚀技术所获得的结果进行比较.结果显示:二者最大误差不超过5%,通过理论初步分析了二者之间存在差异的主要原因,并在试验比较分析的基础上,采用最大误差限理论分析了试验结果的可靠性.
研究综述
天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中雷诺数影响
贾区耀, 杨益农, 陈农
2007, 21(4): 91-96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.04.019
摘要:
近10余年来,在3个动态气动专题领域内,地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1~2个量级,但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性,这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响,提供了一个新的理解.

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日