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2016年  第30卷  第2期

研究进展
航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展
何开锋, 刘刚, 张利辉, 毛仲君
2016, 30(2): 1-7. doi: 10.11729/syltlx20150078
摘要:
模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。
结冰、防/除冰专栏
民用飞机适航用临界冰形的确定及验证
周峰, 冯丽娟, 徐超军, 赵克良, 韩志熔
2016, 30(2): 8-13. doi: 10.11729/syltlx20160019
摘要:
对民用飞机结冰适航取证用临界冰形确定及验证进行研究。在民用飞机结冰适航取证过程中,首先需要确定临界冰形,为结冰后的性能和操稳评估提供冰形输入。首先确定临界冰形的判断标准,制定临界冰形确定的工作思路;然后采用SADRICE结冰数值软件开展结冰冰形参数的敏感性分析,获取临界结冰条件;最后通过冰风洞试验对参数敏感性结论进行验证。结果表明数值模拟参数敏感性分析结论与冰风洞试验结果一致,数值模拟所得临界冰形上冰角与冰风洞试验一致,下冰角存在一定差异,但不影响冰形临界性判断结论。参数敏感性分析所得临界结冰条件以及冰风洞试验所得临界冰形正确,可作为结冰适航取证临界结冰条件及临界冰形。临界冰形确定思路、方法可为其他民用飞机结冰适航取证提供参考。
考虑相变时间效应的结冰试验相似参数
易贤, 周志宏, 杜雁霞, 朱国林
2016, 30(2): 14-19. doi: 10.11729/syltlx20160016
摘要:
结冰风洞试验是进行飞机结冰和防除冰研究的主要手段,结冰试验相似准则是进行结冰风洞试验的理论基础。针对目前的结冰试验相似准则在明冰模拟方面的不足,本文采用液/固相变的基本理论,对飞机结冰过程的液/固相变传热特性进行了分析和研究。在此基础上,提出了一个新的结冰试验相似参数CT,该参数与基于Messinger结冰热力学模型所得到的相似参数的主要区别是考虑到了结冰的干模式和湿模式,体现了相变的时间效应。通过将新的相似参数引入现有结冰试验相似准则中,可有效避免试验压力与速度选取的随意性。以 NA-CA0012翼型和某超临界翼型为对象,对新相似参数的有效性进行了数值仿真评估,结果显示,采用本文提出的相似参数及相应的试验参数确定方法,能够得到与参考条件一致的水滴收集率和结冰,初步说明新相似参数的是有效的,研究结果对于提高明冰及混合冰试验模拟的精度具有较好的参考价值。
考虑水滴动力学效应的结冰试验相似准则
周志宏, 易贤, 桂业伟, 屈建民
2016, 30(2): 20-25. doi: 10.11729/syltlx20160013
摘要:
为了突破结冰风洞进行模型缩比试验时可能遇到的试验段尺寸和风洞模拟能力2方面的限制,本文从保证绕流流场相似、水滴运动和撞击特性相似以及结冰过程的热力学特性相似等角度出发,对影响飞机结冰过程的相似参数进行提炼,提出水滴运动及撞击过程中的水滴变形/分裂相似要求为韦伯数相似和水滴飞溅相似要求为撞击参数K相似这2个约束条件,综合已有常规结冰相似准则的研究,建立了一套考虑水滴动力学效应的结冰试验相似准则。并采用数值模拟的方法,对所提出的相似准则进行了验证,结果表明,该准则有效,可以应用于冰风洞试验,作为试验的理论指导和参数选取依据。
基于蒙特卡罗法的飞机结冰后动力学特性分析
薛源, 徐浩军, 裴彬彬, 王小龙
2016, 30(2): 26-31,37. doi: 10.11729/syltlx20160007
摘要:
综合考虑随机性和不确定性构建了蒙特卡罗飞行仿真实验系统,探讨了蒙特卡罗飞行仿真实验的具体步骤;建立了结冰条件下基于四元数法的飞机本体六自由度运动方程;研究了结冰后人-机-环系统的动态响应,对直观反映结冰后运动状态的飞行参数进行了分析;基于相对速度和迎角超限构建了飞行风险发生的判定条件;量化研究了一维飞参极值样本的统计分布特性,结果表明二组极值样本的峰度系数均大于3,说明二组极值样本均有比正态分布更长的尾部,验证了相对速度极值和迎角极值均具有厚尾分布的特征。
机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究
孔满昭, 段卓毅, 马玉敏
2016, 30(2): 32-37. doi: 10.11729/syltlx20160025
摘要:
机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。
飞机电脉冲除冰技术探讨
何舟东, 朱永峰, 周景锋
2016, 30(2): 38-45. doi: 10.11729/syltlx20160022
摘要:
在对飞机防/除冰方式及其应用与优、缺点介绍的基础上,结合现代飞机发展趋势,提出电脉冲除冰技术是极具发展前途的飞机除冰方式,并对其发展历史、应用情况和发展现状进行论述。通过对电脉冲除冰技术国内外现状的研究可以看出,国外电脉冲除冰技术经过多年发展,已可初步工程应用,而国内的相关研究多为原理性的理论研究,急需开展相关应用性研究,进而掌握电脉冲除冰的关键技术。最后,针对国内研究现状提出了电脉冲除冰技术的难点与挑战以及今后的研究方向。
翼型曲面的压电振动除冰方法研究
苗波, 朱春玲, 朱程香, 张慧君, 付斌
2016, 30(2): 46-53. doi: 10.11729/syltlx20160010
摘要:
以缩比后的翼型前缘曲面为研究对象,对压电振动除冰的方法进行了理论和实验研究。针对翼型曲面的特殊性,以有限元模型导出的翼型截面离散点为基础,设计了针对翼型曲面和不同压电元件尺寸下的压电元件可贴区域的求解算法,并通过五点共圆法和四点共圆法的理论思想得出翼型曲面各点切法向矢量的求解算法。针对翼型曲面研究了压电元件的布局规律。结果表明,翼型曲面结构下,压电元件的激励效果随着间距的增大而减弱,压电元件布置在振型波峰位置附近有最佳的激励效果。在粘贴接触面积一定的前提下,激励效果随着相对贴片数量的增加而减弱,而压电元件的贴片集中度越高,激励效果越好。实验得到了较好的除冰效果,验证了布局方式的可行性,同时除冰功率最大为69.77W·m-2,低于电热除冰系统所需功耗。
利用自然低温的风力机结冰风洞实验系统设计
李岩, 王绍龙, 郑玉芳, 刘钦东, 冯放, 田川公太朗
2016, 30(2): 54-58,66. doi: 10.11729/syltlx20160001
摘要:
为研究风力机叶片的结冰特性与防除冰方法,设计了一种简便、低成本的结冰风洞实验系统。利用北方冬季的自然低温条件,将常规的开口射流风洞加以改造,安装水雾喷射系统和结冰测试段以提供结冰环境条件。在冬季进行了结冰验证实验,对结冰风洞的3个主要参数:温度稳定性、液态水含量和过冷水滴平均直径进行了测试和标定。结果表明,在环境温度相对稳定的冬季时间段内,主要指标可在一定程度上满足风力机结冰实验要求。
基础研究及应用
基于层析PIV的湍流边界层展向涡研究
王洪平, 高琪, 魏润杰, 王晋军
2016, 30(2): 59-66. doi: 10.11729/syltlx20150086
摘要:
层析PIV是一种现代激光测速技术,能实现三分量空间体内三分量(3D3C)速度场的测量。应用层析PIV测量Reτ=1768的平板湍流边界层,得到150个瞬时速度场,测量体的大小为80mm×16mm×45mm。旋涡强度λci 准则用来进行涡识别,而旋涡强度在展向的投影λzci 被用来识别展向涡。根据λzci 的连通域得到展向涡位置后,统计了展向涡沿法向的变化规律,并给出了在流向-法向平面内高低速区域和正负展向涡空间位置的关系。统计结果表明:随着法向高度的增加,展向涡的强度逐渐降低;负展向涡的流向平均速度高于正展向涡,且流向速度与法向速度有很强的依赖性;在小尺度范围内,流向-法向平面内的高低速流动区域与正负展向涡的空间位置密切相关。
Taylor-Couette流场特性的PIV测量及数值模拟
冯俊杰, 毛玉红, 叶强, 刘任泓, 常青
2016, 30(2): 67-74. doi: 10.11729/syltlx20150091
摘要(222) PDF(11)
摘要:
采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。
新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究
张红军, 沈清
2016, 30(2): 75-78,102. doi: 10.11729/syltlx20150088
摘要:
为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。
水下MEMS壁面剪应力传感器标定方案仿真分析与实验验证
黄欢, 孙海浪, 田于逵, 张楠, 谢华, 沈雪
2016, 30(2): 79-83,102. doi: 10.11729/syltlx20150094
摘要:
壁面剪应力的精确测量对于研究水下物体边界层流动、寻求有效的减阻增效措施至关重要。ME MS壁面剪应力传感器的标定,首先是最基本的静态标定,决定了其测量的精度和数据的可信度。为辅助实现水下ME MS壁面剪应力传感器的精确标定,本文对采用槽道流法的精密标定装置流动条件进行数值仿真及激光多普勒测速仪测速实验,确定了标定试验段中流场从槽道入口处充分发展至稳定所需长度、压力分布情况及所能给定标定使用的壁面剪应力范围,进而设计标定方案;壁面剪应力的实验结果与数值计算和理论分析对比吻合较好,验证了标定方案的合理性,为下一步开展 ME MS剪应力传感器阵列水下标定试验提供技术基础。
测量技术
天平校准不确定度的一种评估方法
刘春风, 熊琳, 刘家骅, 李海燕
2016, 30(2): 84-90. doi: 10.11729/syltlx20150109
摘要:
建立了一套完整的天平校准不确定度评估流程:单独评估校准系统的不确定度、基于检验载荷的残差,通过偏差极限和精度极限评估其它各误差源引入的不确定度、合并得到校准不确定度结果。以BCS-100天平校准系统为例,选择天平TG624C重复校准7次,实现了该评估方法。评估结果表明:(1)天平安装的滚转角和加载时天平的角位移,二者引入的不确定度为主要分量,应作为技术改造的重点;(2)Q、Z和My 3个小量单元,受Y和Mz 2个大量的干扰,其不确定度值稍大;(3)精度极限相比于偏差极限要小很多。建立的整套评估方法对于其他校准系统也是通用的。
加载头不确定度评定方法研究
胡国风, 赵亮亮, 李付华
2016, 30(2): 91-96. doi: 10.11729/syltlx20150067
摘要:
在风洞天平校准系统中,加载头的主要功能是保证力的三要素中“作用点”位置的准确。然而,由于加工制造误差和尺寸测量误差的存在,加载头施力点的实际位置总是会偏离其相应的理论正确位置,从而导致施力点位置坐标产生误差。这些误差会经由加载头传导到天平校准公式中,从而影响天平载荷测量的准确性。因此,有必要对加载头不确定度的评定方法进行研究。首先采用GUM(guide to the expression of uncertainty in the meas-urement,ISO/IEC GUIDE 98-3:2008)方法建立了加载头不确定度的评定方法和步骤,接着给出了加载头不确定度的表示方法及指标要求,最后以某加载头为例,给出了不确定度评定的详细过程及结果。结果表明,该型加载头各施力点位置坐标的扩展不确定度平均值为0.044mm;力矩力臂的相对扩展不确定度平均值为0.0072%。
钝头机体用FADS系统的校准
王鹏, 金鑫, 张卫民, 岳才谦
2016, 30(2): 97-102. doi: 10.11729/syltlx20150092
摘要:
基于缩比为1/7的F-14全机模型在马赫数Ma=0.73,0.90,1.05,1.20,1.39,迎角α=-4°~20°,侧滑角β=-8°~8°时的风洞测压试验数据,对钝头机体用嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System, FADS)的3个校准参数上洗角、侧洗角及形压系数进行了校准。结果表明,基于三点式算法的不同测压点选择方案对上洗角及侧洗角的影响较大,与驻点测压孔呈对称配置的测压点校准效果较好,且上洗角与侧洗角的校准是相互独立的。而形压系数的校准与马赫数及有效迎角、有效侧滑角相关,随着马赫数的增加,形压系数数值上趋近于0。
背景纹影定量化在层流轴对称火焰温度场测量中的应用研究
王根娟, 杨臧健, 孟晟, 王明晓, 钟英杰
2016, 30(2): 103-110. doi: 10.11729/syltlx20150083
摘要:
本文以本生型甲烷/空气层流预混火焰为研究对象,研究了背景纹影技术在层流轴对称火焰温度场测量中的应用。考虑到背景尺度对窗口和相机参数的限制问题,采用了多尺度小波噪点背景。比较各类运动图像处理技术的特点,选用变分光流法获取光线穿过火焰后的偏转角。搭建实验台并进行背景纹影火焰测温实验,实验中发现,在选用多尺度小波噪点背景的情况下,由变分光流算法获得的像素位移分布图的噪声小于同等条件下由互相关算法得到的结果。最后,假设火焰呈轴对称分布,结合Gladstone-Dale公式与理想气体状态方程分别获得了甲烷火焰当量比为1.06和0.83这2种实验条件下的温度场,所获得的温度分布与Raman-LIF法的测温结果相比,趋势基本一致。
航空、航天类中文核心期刊《实验流体力学》投稿须知
2016, 30(2): 111-111.
摘要:
《实验流体力学》2015年度优秀论文和优秀专家
2016, 30(2): 112-112.
摘要:

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日