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

2010年  第24卷  第6期

显示方式:
论文
信息动态
2010, 24(6).
摘要:
纳米颗粒在储层微流道中的减阻机理实验研究
顾春元, 狄勤丰, 施利毅, 王新亮, 张任良
2010, 24(6): 6-10,15. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.002
摘要:
用SNP1-1、SNP2-2和SNP2-4三种疏水纳米材料分别与柴油配制成3种油基纳米液,用SNP2-2分别与ND3和ND4配制成2种水基纳米液,通过岩心流动实验测试了这5种纳米液的减阻效果.实验结果显示,3种油基纳米液使岩心水相渗透率提高了42%、49%和24%,2种水基纳米液分别使岩心水相渗透率提高了17.5%和75%,5种纳米液都具有减阻效果,但不同纳米液的效果差异明显,这说明增注液不具有唯一性,但纳米粒径、修饰剂和分散剂对减阻效果有明显的影响.测试了SNP2-2油基纳米液处理岩心的耐冲刷能力,岩心经180倍孔隙体积(PV)水的驱替,仍具有一定的效果,说明纳米边界层流道壁面有较强的吸附能力.现场采用SNP2-2和ND4配制的纳米液进行了三口井的增注试验,注水压力最大降幅12.5MPa.研究结果与实验前的设想相符,较好地说明了纳米减阻机理.
斜拉索风雨振动及制振措施的风洞试验研究
李明水, 何向东
2010, 24(6): 11-15. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.003
摘要:
采用全尺寸节段模型,进行了3种不同直径光面索的风雨振动风洞试验,并在各自雨振发生的临界风速、姿态及雨量条件下,和表面附加螺旋肋条及压花后的模型,进行了对比试验,且考察了不同阻尼条件下模型的振动特性,由此探索出对抑制雨振效果较佳的斜拉索表面形式及合适的阻尼比.
建筑物对污染物扩散影响的数值与风洞模拟研究
郭栋鹏, 姚仁太, 乔清党
2010, 24(6): 16-21,26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.004
摘要:
采用k-ε(RNG)与RSM湍流模型对处于方形建筑物不同位置污染源所排放污染物的扩散规律以及建筑物对流场的影响进行模拟,并且与相应的风洞试验结果进行了比较.流场分析结果表明:数值模拟能够较好地模拟建筑物前方迎风侧停滞回流、顶部回流以及后方空腔区等.浓度场分析结果表明:建筑物前方迎风侧以及顶部回流区污染物扩散的数值模拟结果与风洞试验结果基本相等,而在建筑物后方空腔区污染物的数值模拟结果略高于风洞试验结果.综合分析并与风洞试验结果相比较,RSM模型能够较好地模拟污染物浓度场以及建筑物周围流场的变化规律.
高速喷流干扰及控制技术研究
王彤, 白玉平, 宋文成, 李玲, 王丽萍
2010, 24(6): 22-26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.005
摘要:
在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8.结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失.
Air/SF6
刘金宏, 黄文斌, 谭多望, 邹立勇, 郭文灿
2010, 24(6): 27-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.006
摘要:
激波在不同密度介质上的交互作用在可压缩湍流上具有重要的基础价值.激波在界面上的作用会引起Richtmyer-Meshkov不稳定性.激波不正规折射时,流场存在更多复杂的涡.研究马赫数为1.23、1.41的激波在初始倾角β=60° 的Air/SF6界面上非正规折射的情况.入射激波的切向冲击和法向冲击的相互作用,在界面处产生涡,折射波在壁面发生马赫反射.利用阴影显示技术,给出了界面演化和混合的过程.
主动来流条件类平板断面气动力荷载效应分析
潘韬, 赵林, 曹曙阳, 葛耀君, S. Ozono
2010, 24(6): 32-37,56. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.007
摘要:
利用日本宫崎大学11×9多风扇主动控制来流风洞和高精度动态天平测力设备,测量了类平板断面在正弦风波来流条件三分量气动力荷载,比较了不同来流平均风速、波动幅值、脉动频率和积分尺度等参数条件下类平板断面荷载效应.报导并证实了大气边界层物理风洞固定壁面边界反射效应所产生的倍频放大效应;在获得并验证正弦风波加载离散频率荷载效应可线性迭加的有效频段区间内,初步比较了来流积分尺度和风速湍流度效应对于气动荷载效应的影响,阐明典型节段模型风洞试验结果与传统随机抖振气动力理论的差异.
不同机翼优化构型的轻质F4模型气动特性实验研究
杨党国, 夏欣, 张征宇, 何彬华
2010, 24(6): 38-40,60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.008
摘要:
采用光固化快速成型技术(SL)加工基于气动/结构耦合分析的六套不同机翼优化构型的轻质F4模型,在0.6m跨超声速风洞完成了马赫数0.6~0.85范围内的气动力测量试验.试验结果表明,采用气动/结构耦合优化设计的代号为6#的轻质F4模型升力特性与国外结果较接近,与机翼三维变形的事实吻合,验证了采用的气动/结构耦合优化设计方法基本可行,为探索模型静气动弹性风洞试验数据修正方法提供了参考.
D300mm×2000mm圆管内旋转流切向速度特征的实验研究
宋健斐, 王甜, 徐国, 徐俊, 魏耀东
2010, 24(6): 41-46. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.009
摘要:
采用热线风速仪(HWA,Hot Wire Anemometry)测量了D300mm×2000mm圆管内旋转流切向瞬时速度随时间的变化特征.测量结果表明在圆管的中心区域,瞬时切向速度随时间的波动变化较大,而靠近边壁区域瞬时切向速度随时间的波动变化较小,中心区域瞬时切向速度的脉动幅值远大于壁面区域的脉动幅值.通过对瞬时切向速度进行频谱分析可知,瞬时切向速度的波动频率沿径向和轴向基本一致,但在出口区域频率有所增大,圆管内的瞬时切向速度出现低频波动是旋转流的摆动导致的.
大型煤气柜风荷载的风洞试验及数值模拟
张冬兵, 梁枢果, 陈寅, 李茂新
2010, 24(6): 47-51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.010
摘要:
对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟.分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比.结果表明:风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响.结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNG k-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响.
电加热过程的冰脊形成实验研究
肖春华, 桂业伟, 杜雁霞, 李德祥
2010, 24(6): 52-56. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.011
摘要:
利用结冰风洞设备和电加热装置,采用实验的方法研究了不同来流速度、环境温度和加热功率对冰脊形成的影响.研究表明:随着来流速度、加热功率的增加,冰防护区长度增加,冰脊往下游推后,而随着环境温度的降低,冰防护区长度减小,冰脊往上游靠近.冰脊的生长规律是从冰防护区外下游某位置开始冻结,逐步往冰防护区发展,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据.
电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究
张骞, 陈连忠, 艾邦成
2010, 24(6): 57-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.012
摘要:
电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难.为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究.结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较.结果表明:马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞.
用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究
肖春生, 焦予秦, 高永卫
2010, 24(6): 61-64. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.013
摘要:
在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果.结果表明:软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性.在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力.由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的.
2.4m跨声速风洞大型飞机试验不确定度评估
谢疆宇, 吴军强, 钟世东, 王义庆, 魏志
2010, 24(6): 65-68. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.014
摘要:
2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用.因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作.笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平.
扩散角对汽车风洞扩散段流动的影响
杨志刚, 周晓利, 李启良, 贾青
2010, 24(6): 69-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.015
摘要:
传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法.扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流.笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响.模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性.与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%.壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大.
风洞侧壁干扰控制与修正方法研究
惠增宏, 柳雯
2010, 24(6): 73-76,87. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.016
摘要:
风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰.简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则.侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性.
红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究
耿子海, 何显中, 王勋年, 陈鹏, 张扬
2010, 24(6): 77-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.017
摘要:
发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题.通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统.结果表明:该技术实用可靠,值得推广.
水中上升气泡体积变化率的图像分析技术
代晓巍, 金良安, 迟卫, 彦飞, 田恒斗
2010, 24(6): 83-87. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.018
摘要:
水中上升气泡的体积变化率是舰船自消隐特种气幕技术等诸多研究的重要基础.鉴于当前对这一体积变化率研究的紧迫需求,提出并较为深入地研究了水中上升气泡体积变化率的图像分析技术.首先,在理论研究的基础上,专门建立了分析计算的数学模型;进而给出了分析的实施方法,即利用摄像法获取水中上升气泡的图像序列,并从中得出所需图像的相关信息,再利用建立的模型即可求出其体积变化率;同时,设计了专门的实验,初步验证了这一分析技术的可行性.
模型变形视频测量的相机位置坐标与姿态角确定
罗川, 张征宇, 孙岩, 喻波
2010, 24(6): 88-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.019
摘要:
高速风洞试验中的模型变形视频测量(VMD)要求双(多)相机大角度大重叠的测量方式,而通过现有共线方程的线性化模型难以取得高精度的相机位置与姿态角,故推导包含共线方程泰勒展开二次项的非线性误差模型,建立3控制点的VMD相机位置与姿态确定技术.多个工程实例表明该技术能取得高精度的相机位置坐标与姿态角,有实用价值.
研究进展
柔性翼微型飞行器水平阵风响应特性实验研究
史志伟, 刘志强, 丁超
2010, 24(6): 1-5. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.06.001
摘要:
设计研制了一种飞翼布局的柔性翼和刚性翼微型飞行器,并在风洞中研究了两种微型飞行器在定常风和水平阵风作用下的气动特性,给出了柔性翼和刚性翼微型飞行器气动特性的差别.研究结果表明:不论是在定常风情况下,还是在水平阵风环境下,柔性翼的气动特性要优于刚性翼结构,柔性翼具有延迟失速和缓和阵风影响的能力,有利于稳定飞行.PIV测量结果表明:由于柔性翼的变形使刚性翼和柔性翼翼面上的流态不同,从而使微型飞行器的气动特性发生改变.

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