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2000年 第3期

实验研究
驻点壁面催化速率常数确定的研究
董维中, 乐嘉陵, 刘伟雄
2000, 14(3): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.001
摘要:
以平衡流动作为热环境估算的依据,提出了用数值求解非平衡Navier-Stokes方程和实验测量热流值确定模型表面材料催化速率常数的方法.用5组分17个化学反应Durm-Kang空气化学模型和轴对称热化学非平衡Navier-Stokes方程,对激波管中球头和平头圆柱模型绕流流场进行了数值模拟,给出了驻点热流随催化速率常数变化的分布,并根据激波管实验测量的热流值确定了表面材料Pt、SiO2、Ni和某种飞船材料的催化速率常数,建立了数值分析高焓流动边界层催化特性的软件.
分层流体中运动物体与自由面相互作用的实验研究
马晖扬, 麻柏坤, 张人杰
2000, 14(3): 7-11,17. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.002
摘要:
在静水槽中进行了分层流体中运动物体生成的内重力波与自由面相互作用的实验研究.分层介质为水-盐水以及柴油-盐水两种情形.研究的重点是物体在密度突跃层附近运动时导致的自由面的特定变形,讨论了物体的位置和运动速度等因素对变形形态的影响.对密度突跃层本身的变形特征也作了描述.
JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞自由流的测量和诊断
林贞彬, 郭大华, 竺乃宜, 葛学真, 余西龙, 杨乾锁, 姜乃波
2000, 14(3): 12-17. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.003
摘要:
针对JF-10氢氧爆轰驱动风洞运行的高焓高速状态,采用吸收光谱技术、皮托压力瞬态测量技术、电离探针等的测试方法,测量了自由流中一氧化氮的含量和离子浓度、皮托压力及其沿喷管出口半径方向的分布.并根据以上各项测量结果判断了自由流的非平衡程度.
前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析
赵景根, 徐国华, 王适存
2000, 14(3): 18-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.004
摘要:
一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的.通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型.在分析中计入了非定常项.作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合.
高速柔壁自适应壁风洞中半模型试验技术研究
左培初, 焦予秦, 贺家驹
2000, 14(3): 25-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.005
摘要:
为了克服自适应壁风洞在模型支撑方面的困难和加大试验模型,提高试验雷诺数,西北工业大学在高速二元柔壁自适应壁风洞中开展了半模型试验技术的研究.采用基于平均流线概念的二元计算方法和以消除模型轴线洞壁干扰为目的的三元计算方法,两种方法均以沿上下柔壁中线所实测的洞壁压力分布为计算依据.试验采用有对比试验数据的AEDCWIM1T洞壁干扰测压模型,堵塞比为3.38%.在所作的试验状态下其试验结果与AEDC4T风洞的实验结果比较吻合,表明在高速二元柔壁自适应壁风洞中采用半模型试验是可行的.
非定常同向激波边界层干扰的实验和数值模拟
宗南, 杨基明, 潘建平, 韩肇元
2000, 14(3): 32-36,41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.006
摘要:
运动激波在波前同向气流中传播时与壁面附近边界层发生的相互作用,既不同于定常的激波边界层干扰,也与普通激波管中端壁反射激波与边界层的作用有很大差异.通过实验和数值模拟对这一问题进行研究表明,激波与边界层作用后,波面在壁面附近发生了明显弯曲,且触及壁面;弯曲的激波与壁面进一步作用后发生反射,由于波前气流速度不同,这种反射存在规则反射和马赫反射两种类型;由于激波反射,波后壁面附近形成了一个高压区;激波与边界层作用后,波后边界层内出现了一系列高低压区相间的流场结构.
亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究
尹陆平, 贺中, 于志松, 范召林, 陈作斌
2000, 14(3): 37-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.007
摘要:
通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件,采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场,然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换,用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场,从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响.针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性,采用重叠网格技术,对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正.
冲击波对工程结构及装备的动载试验研究
唐建曾
2000, 14(3): 42-46,51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.008
摘要:
获得国家科学技术进步一等奖的"1485抗爆激波管"是用来模拟爆炸冲击波的室内试验设备,其驱动段是以燃烧火药为能源,锥管前面管体内径是348mm,锥管后面试验段及其出口段内径为1485mm.试验段内部超压可达0.05~1.20MPa.地上试验段参试物安装在管内.地下试验段是内径2.50m、高3.00m的箱体,内部可进行地下结构模型试验.驱动段膜片夹紧力是由8个油缸及其二级连杆增力机构来完成.有长江三峡大坝动力响应试验、地下隧道试验、地形对冲击波影响试验及人防工事试验等已做过的部分典型试验.
椭球台高杆灯风荷载的实验研究
宋宪耕, 赵兰水, 王肇杰, 刘丽萍, 林勤春, 杜广生, 邓新民, 刘连山
2000, 14(3): 47-51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.009
摘要:
通过风洞实验研究了多钝体高杆灯在不同水平风向角和竖向风向角下的力与力矩系数.实验结果表明:在一定的风向角下,法向阻力系数Cdmax=1.030,法向弯曲力矩系数Cmmax=|-0.940|,轴向力系数Camax=0.504和Camin=-0.600.
带多个进气道的导弹通气模型测力试验技术研究
吴军强, 徐明方, 张毅锋
2000, 14(3): 52-56. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.010
摘要:
高速风洞通气模型试验是研究发动机进气对飞行器气动特性影响的重要手段之一.带多个进气道的大长细比导弹通气模型测力试验结果与国外参考值具有很好的一致性.试验中影响试验数据质量的几个关键技术问题及其解决措施有内流管道设计要求、流量调节位置的选取原则以及通气面积比的确定等.
测量与显示
激波波后氮分子发射光谱的测量
杨乾锁, 余西龙, 姜乃波, 竺乃宜, 林贞彬
2000, 14(3): 57-60,65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.011
摘要:
利用多通道光学分析仪测量激波波后不同时刻高温氮气的辐射光谱发现,辐射随时间发生强烈的变化.在非平衡态和平衡态,光谱的各条谱线强度有明显的差别.光谱的结构特征也依赖于激波的速度.
矢量喷流对65°三角翼前缘涡破裂的影响
王晋军, 刘激瀛, 薛启智
2000, 14(3): 61-65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.012
摘要:
用流动显示技术研究矢量单喷流对65°尖前缘三角翼前缘涡破裂影响的实验结果表明,偏转角度小于10°时,矢量喷流对前缘涡破裂的影响很小;随着喷流偏转角的增大,喷流对流动控制的作用越来越大,喷流使喷流偏转方向一侧前缘涡破裂位置的延迟量增大,而另一侧前缘涡有提前破裂的趋势.在相同的喷流情况下,随着攻角的增大,喷流的控制效果有减弱的趋势;另外当攻角α=40°时,很小的喷流就可以使前缘涡由左右掺混变为喷流方向的单向运动.
新型空气低温跨声速原理性风洞研制
廖达雄, 陶瑜, 俞鸿儒
2000, 14(3): 66-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.013
摘要:
为解决常规风洞雷诺数模拟不足的问题,采用低温风洞已被证明是一条可行的途径.目前世界上几乎所有运转的低温风洞都是采用液氮气化吸热方法来降低和保持试验气体的温度.对于大型低温风洞,这种制冷方案存在着运转费用高昂和环境污染的缺点.为克服上述缺点,俞鸿儒院士提出了一种用空气作试验气体,藉热分离器制冷并回收排气冷量的新型低温风洞的概念.此原理性风洞的研制就是要从其基本原理、设计特点及实验结果等方面来验证和探讨这种新概念的可行性和应用前景.
PIV中提取速度信息的一种新方法
杨延相, 汪剑鸣
2000, 14(3): 73-78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.014
摘要:
通过对PIV中粒子图像固有特点的研究,提出了一种新的速度信息提取方法.该方法先通过模拟人眼判断粒子图像中心点的过程来获得粒子的中心点,再利用这些中心点之间的相关关系求取速度.以内燃机缸内流场的PIV实测图像为例,通过与直接FFT变换求相关的方法进行比较,阐明了该方法的特点.
数据采集、处理与控制
动态失速风洞实验数据处理中的频谱分析与数字滤波
徐永长, 郑世华
2000, 14(3): 79-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.015
摘要:
动态失速风洞实验是一种非定常实验,其测量所得数据属于随机数据范畴.由于强迫振动频率范围较大,要从中获得有效的实验结果,除了做固定截止频率的模拟滤波外,还必须对其进行数字滤波处理.数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理;滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量,同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号.
基于模型试验的旋翼/机身气动干扰经验算式
徐锦法, 高正, 梅卫胜
2000, 14(3): 83-90. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.016
摘要:
试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性.试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关,机身升力和俯仰力矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大.通过对试验数据的初步分析,确定机身受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构,利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式,该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中.
2.4m风洞气动试验数据管理系统的设计与实现
王泓, 张军, 汤更生
2000, 14(3): 91-96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2000.03.017
摘要:
介绍了亚洲最大的2.4m×2.4m引射式跨声速风洞的气动试验数据管理系统,讨论了该系统中局域网和主要软件模块的设计和功能实现.

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2021年8月13日