实验流体力学

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2010, 24(1).

摘要(44) PDF(1)

摘要:

航空、航天类中文核心期刊《实验流体力学》征稿简则

2010, 24(1).

摘要(33) PDF(2)

摘要:

超高速碰撞碎片云的四序列激光阴影照相

柳森, 谢爱民, 黄洁, 宋强, 罗锦阳

2010, 24(1): 1-5. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.001

摘要(160) PDF(12)

摘要:
为研究超高速碰撞过程中所产生碎片云的特性,在中国空气动力研究与发展中心超高速所碰撞靶上发展了四序列激光阴影照相系统.该系统由YAG激光光源、阴影仪、成像系统和控制系统组成,在采用多光源空间分离、偏振分光、光束角放大、补偿式滤光等技术后,获得了撞击速度v=4. 6km/s时碎片云的四序列阴影照片.笔者对该系统的工作原理、调试情况及试验结果进行了介绍.调试及试验结果表明:(1)该系统可以获得最小间隔为1μs、曝光时间为10ns的4个不同时刻的超高速碰撞碎片云图像,满足碰撞试验中对碎片云照相的要求;(2)该技术可以发展为更多序列激光阴影照相系统,并应用于其它超高速瞬态过程的测量显示.

基于电磁流体动力搅拌器的微流道混合研究

刘庆明, John Batton, Nadine Aubry, 白春华

2010, 24(1): 6-14. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.002

摘要(119) PDF(5)

摘要:
对于许多微流体装置来说,流体的混合是至关重要的.为了实现微流体混合控制,对基于电磁流体动力学原理的微流道主动混合控制方法进行了研究.该方法中使用了一个混合室,在动态洛伦兹力的作用下,混合室内流体往复周期的运动.流体速度的周期性变化使流体分界面折叠,从而使流体接触面增加.用CCD记录设备记录了流体的快速混合过程,并对流体的混合程度进行定量分析.

微灌滴头平角齿形微通道流动实验研究

张鸿雁, 何文博, 金文

2010, 24(1): 15-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.003

摘要(142) PDF(2)

摘要:
采用Micro—PIV技术，以边长800弘m方形截面平角齿形微灌滴头内流微通道为对象，对微通道内流体运动进行了测量。实验使用10x显微物镜、14位灰阶PC01600相机、3肚m荧光示踪粒子和仅允许610nm红光透过的滤光镜相配合，获取了清晰的粒子图像，解决了相机与PIV系统的匹配问题，提高了图像信噪比。在图像处理中使用多次测量取平均的方法消除示踪粒子的布朗运动影响，运用系综互相关算法获取流场速度分布和流线图。实验发现微通道内各齿间流动结构基本一致，即通道内流充分发展后是一种周期性流动；通道顶角和转角内侧存在低速涡旋区，其涡旋结构和尺度随时间和尺e变化而变化；颗粒在低速涡旋区易发生沉积，是造成堵塞的主要原因。

高超声速球模型尾迹电子密度试验研究

马平, 曾学军, 柳森, 石安华, 黄洁

2010, 24(1): 20-25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.004

摘要(118) PDF(4)

摘要:
在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上利用电子密度测量系统进行了高超声速钢球模型、铜球模型尾迹电子密度测量.电子密度测量系统由8mm微波干涉仪系统、开式微波谐振腔测量系统和闭式微波谐振腔测量系统组成.钢球模型直径φ10mm,速度分别为5. 8、5. 5、5. 6和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为2. 79、5. 32、5. 85和10. 91kPa.铜球模型直径φ10mm,速度分别为5. 6、5. 6、5. 7和5. 5km/s,对应的飞行环境压力分别为1. 33、4. 79、5. 89和10. 91kPa.结果表明:(1)在压力5. 3~1lkPa范围内、速度约5. 5km/s试验条件下,压力越高,钢球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较快;(2)在压力1. 3~6kPa范围内、速度约5. 6km/s试验条件下,压力越高,铜球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较慢;(3)在压力约10. 7kPa、速度5. 5km/s试验条件下,铜球模型的尾迹电子密度衰减速度比钢球模型慢得多.

超声速光学头罩流场的PIV研究

田立丰, 易仕和, 赵玉新, 何霖, 程忠宇

2010, 24(1): 26-29,54. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.005

摘要(130) PDF(6)

摘要:
在马赫数Ma=3. 8超声速风洞中.采用PIV(Particle Image Velocimetry,粒子图像测速)技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布.PIV技术应用于超声速流场时,对系统的硬件配备、示踪粒子的跟随性以及PIV算法的精度有很高的要求.本文PIV系统选用高精度的同步控制器和高能量激光器;以纳米级粒径的粒子作为示踪粒子,通过斜激波响应实验分析了其在超声速流场中的跟随性;并采用多种高精度速度场算法对粒子图像进行处理.实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布.

弹体脉动压力特征的实验研究

王娜, 高超

2010, 24(1): 30-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.006

摘要(110) PDF(9)

摘要:
针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞=0. 8、0. 84、0. 86、0. 92、1. 0、1. 15、2. 0、2. 5,实验迎角α=-5°、-3°,0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉动压力系数、频谱曲线以及相关性系数等实验数据.结果表明:脉动压力系数总体上随马赫数增加而降低.不同马赫数.迎角α=0°的条件下沿轴向各测点压力脉动之间的空间相关性有类似的分布规律,且各测点脉动压力基本互不相关.在实验的迎角下,脉动压力系数在弹体表面曲率变化较小的位置基本上不随来流迎角的改变而变化,膨胀拐角肩部位置的脉动压力系数随着迎角的改变而变化较大.超声速来流的功率谱能量峰值所对应的主频出现明显的低频特征;跨音速来流时特征频率随着马赫数的增加而增大,功率谱能量峰值位于特征频率处.

180°矩形弯管流场的LDV测量

徐俊, 杜彩虹, 王甜, 魏耀东, 时铭显

2010, 24(1): 36-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.007

摘要(125) PDF(8)

摘要:
采用激光多普勒测速仪(简称LDV)对180°矩形弯管内流场进行了测量,得到时均速度、湍流强度等数据.除靠近内壁r~*=0. 1位置,弯管纵截面上的切向速度沿轴向基本不变,但靠近弯管上下壁面的切向速度逐渐减小直至为零.在弯管的主流区域,0°~60°之间的纵截面上,内侧切向速度增大,外侧切向速度减小;60°~180°之间的纵截面上,内侧切向速度减小,外侧切向速度增大.在整个弯管段内,内侧切向速度总是大于外侧的切向速度.由于受到边界层分离和二次流的影响,90°~180°纵截面上r~*=0. 1位置的切向速度产生明显的变化.轴向速度值远小于切向速度值,并且沿轴向变化不大.轴向速度的正、负之分,说明了二次流的存在,并且二次流的旋转中心从外壁向内壁移动.切向和轴向湍流强度的数量级一样,基本在0. 1Vi左右.切向湍流度在150°~180°纵截面r~*=0. 1位置的变化很大;但是轴向湍流强度分布比较平稳,其值沿轴向和径向变化不大.

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

金亮, 柳军, 罗世彬, 王振国

2010, 24(1): 42-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.008

摘要(133) PDF(6)

摘要:
采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

耿子海, 刘双科, 王勋年, 张扬

2010, 24(1): 46-50. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.009

摘要(146) PDF(4)

摘要:
选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术.风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果.试验结果表明:对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积.

高温热管在热防护中应用初探

陈连忠, 欧东斌

2010, 24(1): 51-54. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.010

摘要(159) PDF(9)

摘要:
介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,模拟高超声速飞行器高温区的气动加热环境,对一种装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验.利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型试验结构的对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区.装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果.

风沙两相流动光学测量及图像处理技术研究进展

王元, 杨斌, 王大伟

2010, 24(1): 55-64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.011

摘要(138) PDF(6)

摘要:
介绍了自风沙动力学诞生以来所使用的各类光学测量方法,阐述了各种方法的优缺点和适用范围,针对最新光学测量技术在近代风沙两相流研究中的重要作用,着重介绍了PIV、高速数字图像测量及其图像处理技术在风沙两相流中的应用,指出光学测量在时间和空间的解析能力上的持续增长将为沙粒微观力学解析和风沙流宏观统计规律获取提供充足的支持.

介质弹性对风洞液压控制系统影响的分析与测试

王帆, 沈红, 李树成

2010, 24(1): 65-67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.012

摘要(142) PDF(3)

摘要:
电液伺服系统广泛应用于风洞各种执行机构的控制中.随着风洞试验技术的发展,以及对机构小型化的要求,电液伺服系统的工作压力、控制精度不断提高.这种情况下,液体的弹性是不能忽略的.本文提出对液体体积弹性模量进行测试的两种工程方法,并进行了实际测量.对于风洞常用电液伺服系统,液体体积弹性模量在900~1000MPa.针对某风洞执行机构调试中发生的问题,利用油液弹性模量的测量结果进行了计算、分析,结果与现象吻合.

毫米级平面叶栅的PSP测量

曹传军, 黄国平, 梁德旺

2010, 24(1): 68-73. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.013

摘要(127) PDF(8)

摘要:
建立了一种新型的非接触式压敏涂料(Pressure Sensitive Paint,PSP)测压系统,设计了一套可拆卸式毫米级平面叶栅实验段,首次应用PSP测压技术测量了有/无叶尖间隙毫米级叶栅叶背表面静压分布.结果表明:由于存在叶尖间隙,叶盆处高压气体通过间隙泄漏流入叶背,使叶背叶尖处压力明显大于叶根处;与无叶尖间隙相比,有间隙时泄漏对叶背表面压力的影响约占叶高1/3,叶背底端受泄漏的影响较小.

压敏涂料技术在风洞中的应用研究

张永存, 陈柳生, 阎莉, 邓学蓥, 程厚梅

2010, 24(1): 74-78,94. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.014

摘要(99) PDF(12)

摘要:
压敏涂料技术是重要的风洞模型表面压力测量技术之一.作者介绍了压敏涂料的研制及该技术应用于风洞试验时的自动化试验图像采集技术、试验数据处理与修正技术及实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼、边条、前缘襟翼、副翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较.

投影图像法对旋转体空间扫描角和转速的测量研究

汪思国, 汤更生, 杨辉, 张龙, 张俊

2010, 24(1): 79-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.015

摘要(136) PDF(2)

摘要:
扫描角和转速是某伞一弹系统风洞试验中要求必须测量的重要技术参数.对伞-弹系统扫描角和转速进行定量动态测量是试验中必不可少的技术环节.投影图像法测量的原理就是利用一定截面积的两路正交平行光源,将旋转弹体分别投影到两个正交的投影屏上,利用两套高速CCD成像系统,将两路弹体投影图像同步采集并实时记录下来,试验结束后利用图像处理软件自动计算出两路图像序列角度分量,按照时序合成出每一时刻弹体的空间扫描角,并根据序列角度分量,计算出弹体的瞬时转速和全周期平均转速.利用该测量方法,在西安某所立式风洞中成功对多个型号的伞-弹旋转弹体空间扫描角和弹体转速进行了测量,取得了良好的测量结果.旋转体的静态角度测量精度为0. 18°,动态扫描角测量精度控制在0. 25°以内.作者从扫描角测量原理和方法人手,着重介绍该投影图像处理测量系统的设计和实际运用,给出了某伞-弹系统风洞试验的测量结果.

上游弯头对内锥流量计性能影响的仿真与实验研究

李彦梅, 徐英, 张三刚, 郭玉, 江善和

2010, 24(1): 84-88. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.016

摘要(121) PDF(3)

摘要:
研究旨在获取上游弯头安装条件下内锥流量计的性能和所需要的直管段长度.研制了100mm口径、β值分别为0. 45、0. 65、0. 85三种结构类型的样机.开展了上游单弯头、同一平面上连续两个90°成S型结构双弯头及互成垂直平面上连续两个90°双弯头的仿真和实验研究,仿真和实验的介质均为常温水,雷诺数范围分别为0. 498×10~5~4. 98×10~5和0. 14×10~5~4. 5×10~5.仿真结果与实验结论一致,并利用平均流出系数相对误差及附加不确定度作为安装条件影响的主要评价标准.给出了上游弯头安装条件内锥流量计所需的直管段长度.

燃烧加热器气动阀门阀后压力的模糊控制

祝汝松, 汤更生, 陈志强, 张俊生

2010, 24(1): 89-94. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.017

摘要(165) PDF(3)

摘要:
燃烧加热器是超燃冲压发动机研究的主要试验设备.试验气体包括氢气、氧气、空气和氮气等,需要调节控制的参数为试验气体的压力、流量.根据燃烧加热器的控制需求,设计了一套以工业控制计算机为核心的实用并且兼顾可靠性要求的控制系统.采用自适应Fuzzy-PI的控制方法对试验气体压力进行压力控制,在常规PI控制器的基础上,对控制器的比例系数K_p和积分系数K_l进行在线调整,使控制器既满足响应快、超凋小、稳定时间短的要求,又提高稳态控制精度.取得了较好的控制效果.

风洞虚拟飞行试验技术初步研究

胡静, 李潜

2010, 24(1): 95-99. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.018

摘要(197) PDF(11)

摘要:
介绍了在航天空气动力技术研究院FD-10低速风洞中建立的风洞虚拟飞行试验系统,和对风洞虚拟飞行试验技术进行了验证性研究的情况.研究的目的是探索风洞虚拟飞行试验技术的原理和关键技术,包括组合式滚转轴承系统和舵面作动系统的缩比模型以及悬挂支撑系统技术.分别进行了模型滚转运动和偏航运动的风洞试验,对模型姿态随舵偏角变化的实时响应进行了风洞试验研究,验证了虚拟飞行的可行性,为建立生产型风洞的虚拟飞行试验装置打下了基础.

基于微细梁振动位移的微尺度射流测速方法

周俊虎, 汪洋, 杨卫娟, 刘建忠, 王智化, 岑可法

2010, 24(1): 100-104. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.01.019

摘要(100) PDF(2)

摘要:
实验研究微尺度射流流场中微细梁发生的振动过程,并提出基于该原理测量微尺度射流速度.实验使用长度56. 2mm、直径约0. 07mm铜丝作为微细梁,使用直径约0. 36mm喷管产生的微尺度射流.使用高速摄影仪观察射流流速在2. 7~27. 3m/s间梁振动的变化.试验结果发现当射流喷嘴对准梁3/5处时,振动过程中振幅随射流速度上升.而当射流喷嘴对准梁的9/10和3/4处时,在高流速下,振幅不随流速上升.使用霍尔传感器和磁铁测量梁的振动,当喷嘴对准梁的3/4处,霍尔传感器输出电压有效值随射流流速线性增长.但在其他位置,由于磁铁改变了梁的均匀结构,振动随流速的变化不规律.

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2010年第24卷第1期

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