实验流体力学

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廖达雄, 黄知龙, 陈振华, 汤更生

2014, (2): 1-6,20. doi: 10.11729/syltlx20130102

摘要(180) PDF(44)

摘要:
随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分析了当前低温风洞的国内外现状,深入剖析了大型连续式低温风洞设计建设的关键技术及解决措施,对我国自行开展大型低温高雷诺数风洞的设计建设具有重要参考意义,并对成功建设我国大型低温高雷诺数风洞进行了展望。

可控肥皂膜气柱界面与激波相互作用的实验研究

罗喜胜, 王显圣, 陈模军, 翟志刚

2014, (2): 7-13,26. doi: 10.11729/syltlx20140015

摘要(109) PDF(5)

摘要:
基于肥皂膜技术提出了一种生成气柱界面的简单方法。形成的界面不需要支撑网格,因此初始条件可以很好地控制。在水平激波管中结合高速纹影开展了平面激波与二维或三维气柱界面作用的实验。纹影照片显示实验结果杂波更少,演变中的界面也比文献的结果更对称。此外,还特别研究了由极小曲面特征导致的三维效应,发现三维效应使界面的演变和发展变慢了。本研究将有助于更多了解三维性对Richtmyer-Meshkov不稳定性发展的影响。

超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究

张磊, 张若凌, 肖世德, 张香文, 乐嘉陵

2014, (2): 14-20. doi: 10.11729/syltlx20120131

摘要(60) PDF(5)

摘要:
针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1.5 mm、外径3.0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4.0~4.3MPa,温度约335~870K,流量分别为0.93、1.24和1.86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。

飞机垂尾抖振响应的飞行试验研究

李小路, 唐凯, 雷鸣

2014, (2): 21-26. doi: 10.11729/syltlx20130058

摘要(89) PDF(5)

摘要:
介绍了国内外垂尾抖振试飞的最新进展情况,并就抖振试飞中可以采用的试飞方法,从理论上进行了分析。飞行试验采用收敛转弯的试飞方法,通过在左、右垂尾上加装的振动加速度传感器,得到了不同马赫数下垂尾的抖振响应情况。在对数据进行均方根分析、时频分析和自功率谱密度分析等方法的基础上建立起抖振响应和迎角、频率的关系后发现:垂尾抖振响应主要集中在垂尾低阶模态频率上;垂尾的抖振响应随迎角、马赫数的增加而增加,其中受迎角的影响大于受马赫数的影响;且飞机在超过初始抖振迎角以后,随迎角的继续增加,垂尾翼尖后缘处的抖振响应显著大于垂尾翼尖前缘位置。

高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

李峰, 高超, 郑博睿, 王玉帅

2014, (2): 27-31,44. doi: 10.11729/syltlx20130197

摘要(66) PDF(5)

摘要:
针对开展等离子体高速流动控制研究的技术需求,通过专用模型及实验机构设计、绝缘密封走线、多层电磁屏蔽等技术手段,建立了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制系统,提出了等离子体高速流动控制风洞实验的技术规范和运行策略,并初步探索了等离子体激励对二元翼型绕流的控制规律。采用该技术后,解决了高压电缆的绝缘、密封走线问题,模型与实验机构的感应电压减小90%以上。风洞实验结果表明:实验系统运行稳定,实验数据可靠,等离子体激励对犕犪=0.2的流动可实现有效控制;施加等离子体激励后,NACA0012翼型的流动分离明显减弱,升力增大,阻力减小,临界失速迎角增大2°,最大升力系数增大4%,总体气动性能得到显著提升。

基于线阵犆犆犇的风浪环境下水面弱流场速度测量方法

刘利, 王小青, 陈鹏真, 种劲松

2014, (2): 32-38. doi: 10.11729/syltlx20130111

摘要(900) PDF(5)

摘要:
风浪环境下对水面弱流场进行测量是波-流作用机理的重要研究手段,对内波、水下地形、漩涡等海洋现象的微波遥感探测有着十分重要的意义。传统的流场测量方法无法在风浪环境下工作,难以应用在对表面弱流场与风生波间相互作用机理的研究中。提出了一种基于线阵电荷耦合组件(Charge-Coupled Device,CCD)的表面弱流场光学测量方法,通过表面波相速度的变化测量表面弱流场速度,其最大优点是工作在风浪环境下不受波浪振动影响。文章用水槽实验中内波激发的表面弱流场来验证此方法的正确性,对实际光学数据进行处理表明表面弱流场速度的测量精度优于0.3 cm/s。所提出的方法可以用于测量风浪环境下表面弱流场并研究流场与风生波之间的相互作用。

柔性热膜剪应力传感器水下测量温度修正

马炳和, 王毅, 姜澄宇, 李雁冰, 王雷涛

2014, (2): 39-44. doi: 10.11729/syltlx20140006

摘要(101) PDF(8)

摘要:
柔性热膜微传感器应用于流体壁面剪应力测量时,流体温度对传感器输出有很大影响,因此有必要对工作在非标定温度下的传感器输出信号进行修正补偿。重点研究了水下测量时传感器输出与水温的关系以及温度修正方法。通过分析传感器过热比和流体物理性质与温度的相关性,建立了流体温度与传感器过热比和标定系数的函数关系。在此基础上,提出了一种用于水下剪应力测量的温度修正方法,可以有效减小水温对传感器输出的影响。经实验验证,该方法可以使工作在25℃、28℃水温环境下的传感器输出值与其20℃标定值的相对误差从23.7%和37.1%回落到0.82%和0.83%。

平面扩压叶栅流场犘犐犞与三孔尾迹探针对比测试研究

马昌友, 侯敏杰, 凌代军, 幸晓龙

2014, (2): 45-50,58. doi: 10.11729/syltlx20130038

摘要(59) PDF(7)

摘要:
针对PIV技术在暂冲式高亚声速平面叶栅流场中遇到的示踪粒子投放问题,通过采用高压雾化式粒子发生器以及安装在稳定段前的撒播器,有效地使示踪粒子均匀地与主流混合,并成功开展了某扩压平面叶栅叶片槽道及出口尾迹可视化测量,获得了零迎角、进口马赫数0.2~0.8状态下的二维速度矢量场。为了验证PIV在叶栅流场测试结果的可靠性,在相同工况下,将PIV测量结果分别与数值计算结果和三孔尾迹探针测量结果进行了对比分析。结果表明:采用PIV技术测得的叶栅中截面二维速度矢量场合理地反映了叶片槽道及尾迹的流动结构,与数值模拟结果较为接近;PIV与三孔楔形尾迹探针在叶栅出口尾迹的测量所获得的气流速度和主流区的出口气流角重合性较好;尾迹分离区的出口气流角重合性略差,主要原因是尾迹区气流角超出了探针校准范围,这也说明了PIV测试技术优势。本文提出的PIV测量技术也可用于连续式叶栅风洞中。

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

黎石竹, 蔡小舒, 于剑锋, 李殿玺, 高阳, 李俊峰, 何乃波

2014, (2): 51-58. doi: 10.11729/syltlx20130108

摘要(66) PDF(5)

摘要:
用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1.6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。

大型回流边界层风洞的气动与结构设计

余世策, 蒋建群, 楼文娟, 孙炳楠

2014, (2): 59-64,68. doi: 10.11729/syltlx20120179

摘要(89) PDF(5)

摘要:
大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0.22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。

冲击射流的彩虹纹影实验研究

吴文堂, 洪延姬, 叶继飞, 蒋冠雷

2014, (2): 65-68. doi: 10.11729/syltlx20130055

摘要(84) PDF(9)

摘要:
超声速冲击射流在短距、垂直起降飞行器(S/VTOL)以及火箭发射等方面应用广泛,但是伴随着流场与噪声等诸多方面的问题。要研究这一类问题,必先研究这一类超声速流动的波系结构。文章利用彩虹纹影测量系统,对不同距离不同压比的冲击射流进行实验研究,得到了清晰的彩虹纹影实验结果,细致地呈现了冲击射流的波系结构。基于实验结果,对三种不同结构的冲击射流的波系结构进行了详细分析。发现喷嘴与挡板距离较大时,形成的射流结构与自由射流相似,壁面附近的射流区域不明显。随着距离减小,冲击射流出现壁面冲击区附近射流比较剧烈的现象。距离进一步减小时,出现滞止泡等结构,滞止泡的形状与压比相关。此外,实验表明冲击射流形成的马赫盘大小、形状与来流压比相关。

电弧风洞真空氩气起弧技术研究

朱超, 姚峰, 陈德江, 周玮, 李泽禹

2014, (2): 69-72. doi: 10.11729/syltlx20130043

摘要(80) PDF(7)

摘要:
为解决传统金属丝熔融法起动电弧风洞准备时间长、可靠性差、熔渣影响设备安全和参数测试等问题,研究分析了电弧风洞采用真空氩气起弧技术起动的可行性。通过试验对比分析了起弧间距、进气方式以及控制时序等参数对电弧风洞起动特性的影响,利用一级触发、逐级拉弧的方式实现数米长电弧加热器的安全起动。结果表明,真空氩气起弧技术可以稳定、可靠、快速起动电弧风洞;起弧间距为25mm时,起动时间短,平均电流低,设备烧损小,起动最可靠;采用阴极尾部通氩气的进气方式,起动稳定、操作方便、维护简单;该起弧技术具有最佳的控制时序,确保了起动稳定可靠。

航天器解体模型研究的新进展

兰胜威, 柳森, 李毅, 黄洁

2014, (2): 73-78,104. doi: 10.11729/syltlx2014pz34

摘要(77) PDF(10)

摘要:
航天器解体模型用于描述航天器因爆炸或碰撞解体所产生碎片的数量、尺寸、面质比以及速度等特性的分布规律,对于空间碎片环境建模与演化、空间碎片撞击风险评估及空间解体事件分析具有重要意义。分析了目前广泛使用的NASA标准解体模型的特点,介绍了近年来国内外在航天器解体模型方面的研究进展。国外的研究主要介绍了日本九州大学和德国EMI实验室开展的卫星撞击试验以及NASA最近启动的新一轮卫星撞击研究项目。国内的研究主要介绍中国空气动力研究与发展中心(CARDC )开展的卫星撞击试验和仿真研究,以及在此基础上发展的CARDC-SBM航天器碰撞解体模型,并比较分析了该模型与 NASA 标准解体模型的差别。对当前航天器解体模型研究存在的不足进行了分析,提出了下一步应关注的研究方向。

混凝土房屋结构靶的超高速撞击特性研究

牛雯霞, 黄洁, 柯发伟, 梁世昌, 简和祥, 柳森

2014, (2): 79-84. doi: 10.11729/syltlx2014pz38

摘要(70) PDF(3)

摘要:
为了研究动能武器对混凝土类目标的毁伤效果,采用试验和数值仿真手段,对钨合金弹丸超高速撞击混凝土房屋结构靶进行了研究,探讨了混凝土房屋结构靶在超高速撞击条件下的毁伤特点。试验所用的钨合金弹丸重35g,长径比为5,撞击速度2.5km/s;混凝土房屋结构靶抗压强度34.4MPa。研究发现:在开展的试验条件下,房屋结构靶顶层板和底层板被穿透,未发生解体破坏;靶体中加筋对靶体的穿孔大小及结构破坏没有明显的降低作用;速度2.5km/s的弹丸经撞击40mm厚混凝土板后的速度降到2.0~2.3km/s 范围内;弹丸超高速撞击混凝土房屋结构顶层板形成的碎片云速度较高,部分碎片对人员具有较强的杀伤效果,该部分碎片的扩张角为23°,在底层板上的分布范围大于穿孔大小。

带迎角钨杆斜侵彻铝板数值仿真研究

陈鸿, 周智炫, 黄洁

2014, (2): 85-89. doi: 10.11729/syltlx2014pz29

摘要(106) PDF(7)

摘要:
为研究迎角对钨杆斜侵过程的影响,开展了带迎角钨杆斜侵彻铝板数值仿真研究。仿真中采用SP H 方法,Shock状态方程和Steinberg本构模型。钨杆共有两种尺寸,分别为Φ10mm×23mm和Φ10mm×46mm。铝板厚10mm,撞击速度为2km/s,撞击角度为60°。为简化分析,将迎角分解为俯仰角和偏航角,其中俯仰角范围为-90°~90°,偏航角范围为0°~90°。对钨杆侵彻过程的分析结果表明:斜侵彻存在临界迎角,在临界迎角范围内钨杆所受力矩可忽略不计;在临界迎角范围外,钨杆将发生弯曲甚至折断。对钨杆的剩余质量分析结果表明:当偏航角为0°且钨杆未折断时,剩余质量只在较小的范围内变化;当俯仰角为0°时,剩余质量随迎角增加线性减小。对钨杆的剩余速度分析结果表明:偏航角对剩余速度的影响与俯仰角对剩余速度的影响基本一致,剩余速度曲线关于0°迎角基本对称。根据仿真结果,采用曲线拟合的方法给出了钨杆斜侵彻铝板的剩余速度经验公式。

铝球超高速撞击铝板反溅碎片云团辐射特性研究

马兆侠, 黄洁, 石安华, 苏铁, 柳森

2014, (2): 90-94. doi: 10.11729/syltlx2014pz27

摘要(61) PDF(4)

摘要:
通过超高速撞击试验,获得了铝球撞击铝板反溅粒子云团在250~340nm波段的辐射特征光谱。在该波段辨认出铝原子的六条特征谱线,并对其伴线进行了解耦。根据所测光谱数据,使用多谱线法测量出不同撞击条件下的超高速撞击反溅粒子云团的温度,发现超高速撞击反溅粒子云团温度随弹丸直径和撞击速度的增加而增加;相较弹丸直径,反溅粒子云团温度对撞击速度更加敏感;最后拟合出反溅粒子云团温度与撞击参数之间的经验公式。对每条谱线波峰和整个波段分别进行了积分,研究发现谱线波峰积分强度、整个波段积分强度均与弹丸动能呈线性关系,并获得了谱线波峰积分强度与撞击动能之间的斜率系数,该系数可以表征在超高速撞击条件下该峰值的辐射效率。最后结合所得超高速撞击反溅粒子云团温度经验公式推导出基态原子数与撞击参数之间的关系,在此基础上探讨了超高速撞击反溅粒子云团原子离化率、气化率与撞击参数的关系。

200犿自由飞弹道靶升级改造

焦德志, 黄洁, 平新红, 谢爱民, 罗锦阳, 柳森

2014, (2): 95-98. doi: 10.11729/syltlx2014pz01

摘要(92) PDF(11)

摘要:
200m自由飞弹道靶是国内唯一一座具备开展气动力、气动物理、材料抗粒子云侵蚀及超高速碰撞等地面试验研究的综合性弹道靶设备。为满足高超声速飞行器发展的进一步需求,2009年起气动中心对200m 自由飞弹道靶进行了升级改造,升级设备包括发射器系统、靶室/真空系统、测控系统、模型姿态测量系统等。改造后的发射器系统将新增203mm和120mm口径二级轻气炮,具备0.5~30kg模型发射速度0.3~5km/s 的发射能力;靶室由原来的Ф1.5m洞体升级至Ф3m洞体,同时配备新的真空设备,实现0~80km高度模拟;测控系统将扩大测试视场以满足大模型测控需要;模型姿态测量系统除阴/纹影照相系统外,还将新增双目前光成像定位系统、脉冲X射线成像测量系统等测试设备。改造后的200m自由飞弹道靶将成为大中小口径发射器配套齐全,兼具气动力特性、材料抗粒子云侵蚀、高速/超高速碰撞等试验能力的综合性弹道靶设备。

犖型防护结构的试验与仿真研究

文雪忠, 柯发伟, 陈萍, 马兆侠, 黄洁

2014, (2): 99-104. doi: 10.11729/syltlx2014pz16

摘要(72) PDF(5)

摘要:
在不增加空间碎片防护结构整体尺寸和质量的情况下,基于防护结构在斜撞击条件下弹道极限高于正撞击条件下弹道极限的特性,研究了一种将3层平行铝板结构的中间层进行倾斜的N 型防护结构,采用超高速碰撞试验和三维SP H 数值仿真方法,定量对比了N型防护结构与相同面密度3层平行铝板结构的防护性能。研究结果初步证实,在正撞击情况下,倾斜的中间层具有提升结构防护性能的作用。

留言板

2014年第28卷第2期

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