实验流体力学

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进展述评

曲面和任意取向表面表面摩阻油膜测量法的进展

R.V.内斯塔娅, S.B.尼基弗罗夫, A.A.帕夫洛夫

1999, 13(2): 1-9.

摘要(127) PDF(7)

摘要:
本文叙述曲面和任意取向表面表面摩阻测量方法的进一步的发展.介绍用漫射照明获取薄油膜等厚度干涉条纹谱的理论根据和实验结果.讨论了通过油流显示图像的分析,自动探测表面流线方位的可能性.所得结论表明油膜法也能应用于复杂的三维流动.

实验研究

通过损失系数实验值确定堵塞系数的方法

邢秀清, 张健, 周盛

1999, 13(2): 10-15. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.002

摘要(84) PDF(4)

摘要:
现有设计体系中损失系数主要是由实验和经验来确定.通流气动设计则需计入叶片槽道内的边界层及局部分离区的堵塞效应,反映边界层和局部分离区的堵塞影响的堵塞系数也是依经验给定.本文对多台风扇设计进行分析后,发现现有设计体系中损失系数和堵塞系数之间彼此孤立且在数值上不协调,而事实上,两者是紧密相关的,体现在物理上就是损失和开式分离流之间的关系.本文在分析现有设计体系模型的基础上,提出了一个工程模型,试图把两者关联起来,通过损失系数的实验值确定堵塞系数的值.

双燃式(超燃)冲压发动机中激波与边界层之间相互作用对内部流动的影响

张树道, 韩肇元, 徐胜利, 司徒明

1999, 13(2): 16-21. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.003

摘要(121) PDF(5)

摘要:
在激波风洞中研究了激波与边界层之间相互作用对双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内部流场的影响,实验发现在进气道中,激波与边界层之间的相互作用产生了两侧均为超声速流的滑移面.实验结果表明内涵道(亚燃室)中流动状态的变化与激波-边界层之间相互作用密切相关.

液体环二次破碎所形成云雾区基本特性的研究

蔡庆军, 韩肇元, 万群, 张寿齐

1999, 13(2): 22-29. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.004

摘要(86) PDF(2)

摘要:
二次破碎是液体抛撒、破碎和雾化过程中一个非常重要的阶段,这个过程直接影响到雾化液滴尺寸的分布.本文介绍了可移动式无膜激波管工作原理和在这种新实验设备上进行光学测量的理论依据和实验结果.实验结果表明,液体环二次破碎产生云雾区的液滴Sauter平均直径在固定点随时间的增加呈减小的趋势,而云雾区的宽度和云雾区前缘的液滴颗粒的Sauter平均直径则随测量的距离增加都有所增加.

战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究

程厚梅, 杨希明, 孙绍鹏

1999, 13(2): 30-37. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.005

摘要(84) PDF(2)

摘要:
介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响,分析了造成这种影响的原因以及为获得能反映高雷诺数流动特点的稳定气动数据所采用的实验模拟技术,重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩、零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响,探讨了零侧滑偏航力矩(Cn0)对不同的模型头部构型随侧滑角变化的迁移情况.对于大迎角飞行的歼击机,雷诺数的影响不只在风洞实验中存在,在飞机试飞过程中也存在,地面模拟设备应最大限度地提高模拟能力,准确预测雷诺数的影响,给出稳定可靠的实验数据.

空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究

王勋年, 李军, 刘晓晖

1999, 13(2): 38-43. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.006

摘要(62) PDF(2)

摘要:
在4m×3m低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响.采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力,进行了分离轨迹估算,用捕获轨迹试验得到了分离轨迹,选定了最佳弹射力参数.试验结果表明,实验导弹安全分离必须采用弹射力,气动俯仰力矩是影响导弹姿态的重要因素,气动力对分离位置影响较小.

采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究

祝明红, 王勋年, 陈洪

1999, 13(2): 44-49. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.007

摘要(131) PDF(5)

摘要:
飞机大迎角横侧气动特性是决定其机动性及敏捷性的主要因素之一.本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论.着重对机头边条的大小、安装位置等对飞机稳定性的影响进行讨论.试验是在气动中心低速所4m×3m和 3.2m风洞中进行的.

带螺旋桨飞机模型风洞实验洞壁干扰修正

倪章松, 贺德馨

1999, 13(2): 50-57. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.008

摘要(93) PDF(2)

摘要:
带动力实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响.运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响并对不同修正方法进行了比较.两种修正方法的修正结果基本一致,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量,增加实验工作量;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础,考虑了螺旋桨滑流的影响,而且带螺旋桨飞机模型实验的攻角一般在中等攻角以下,不会出现像大攻角那样的分离特性,因此这种方法有较好实用性.

体育场挑蓬风荷载模拟实验研究

杜向东, 孟宪忠, 钮珍南, 张伯寅, 钱基宏, 赵基达, 张维狱, 宋涛, 洪涌

1999, 13(2): 58-65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.009

摘要(89) PDF(3)

摘要:
能容纳五万多观众的浙江省黄龙体育中心主体育场,在观众席上建有能遮挡风雨的挑蓬,挑蓬之大达座席覆盖率90%以上,总面积21000m2.挑蓬被支撑在外环梁和由斜拉索吊拉的内环梁上.大跨度梁结构受力问题,是建筑结构业一个十分复杂的问题,而杭州地区的地理位置处于我国的台风区,更显出风荷载影响的严重性.因此需对体育场置于大气边界层风洞中进行风荷载模拟实验,以取得合理的挑蓬体型系数,为结构设计的合理性和可靠性提供重要依据.最终可以节省建筑物的造价.

测量与显示

PDPA技术在圆管射流测量中的应用

张维智, 张守军, 王丹

1999, 13(2): 66-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.010

摘要(113) PDF(7)

摘要:
采用激光相位多普勒技术(PDPA)和传统热线对圆管射流进行试验研究,试验结果表明:PDPA技术具有精度高、动态响应快、不干扰流场等特点;自由剪切湍流的扩展率dyc/dx=0.0801,完全自模拟特性区在x/D>8.

工程估算

三维物体绕流数值模拟中薄层模型的应用

T.A.科罗达耶娃, A.P.夏什金

1999, 13(2): 73-78.

摘要(91) PDF(2)

摘要:
介绍用于近似计算绕三维尖体无粘流激波薄层的二层模型.本法以数值确定激波的位置,在计算不同结构形状物体的空气动力特性时能确定气体动力载荷的近似值.采用这种方法实际上排除了超高速理论中其他已知方法对尖体几何形状所加的约束.与通常的空气动力特性曲线相结合,此法可获得在设计和非设计飞行状态下飞行器整个系统的近似绕流流场,且可优化其空气动力结构.

8m×6m风洞升力干扰因子数值计算

邱玉鑫

1999, 13(2): 79-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.012

摘要(83) PDF(3)

摘要:
叙述了8m×6m风洞洞壁升力效应的模拟方法,计算了8m×6m风洞的升力干扰因子,并和8m×6m风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较.结果表明,本计算得到的干扰因子和资料值的一致性较好,说明所采用的模拟方法是可行的,此外,计算还给出了机翼偏离风洞中心和机身存在对升力干扰因子的影响.

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

陈德华, 赵协和

1999, 13(2): 83-89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.013

摘要(89) PDF(4)

摘要:
在非线性迎角范围内,雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性.由于现有风洞条件所限,在这一范围内,使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难.为解决这一问题,本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数,并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数,从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法.该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优(涡破裂前)所引起的非线性问题.

跨声速风洞扩散段数值模拟

彭强

1999, 13(2): 89-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.1999.02.014

摘要(94) PDF(10)

摘要:
运用时间相关的全隐AF方法,计算二维及轴对称亚声速高速扩散段内流场.流动控制方程使用全N-S方程.湍流模型选择了Baldwin-Lomax代数湍流模型,和两层κ-ε二方程模型.经过同国外实验结果的比较,证明本文计算结果合理.在此基础上,计算了中国气动力研究与发展中心2.4m×2.4m引射式跨声速风洞第二扩散段在不考虑喷流干扰及常规运行状态下的流场.