实验流体力学

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进展述评

低湍流度磁悬浮风洞的气动和结构设计

周勇为, 常熹钰, 易仕和

2001, 15(4): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.001

摘要(74) PDF(6)

摘要:
对磁悬浮风洞的历史、现状作了简要回顾和介绍,提出了建造300mm×300mm磁悬浮低速风洞(简称MSWT-300)的设计思想,给出了MSWT-300主要部件,包括离心式鼓风机、过渡段、大角度扩散段、稳定段、收缩段、实验段.MSWT-300的建立将结束我国没有磁悬浮风洞的历史.

实验研究

格栅翼减阻特性研究

陈少松, 徐琴, 王福华, 赵润祥

2001, 15(4): 7-11. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.002

摘要(124) PDF(7)

摘要:
为了探索减少格栅翼阻力的方法和途径,进行了超声速M∞=2.521下格栅翼的边框几何形状和尺寸以及格栅翼茎厚度、格栅几何形状对格栅翼阻力特性影响的风洞实验.结果显示,格栅翼的边框对格栅翼的阻力影响最大,选择合适的边框厚度和剖面形状可以有效地减少格栅翼的阻力.

超声速气流中的煤油喷雾研究

俞刚, 张新宇, 李建国

2001, 15(4): 12-14. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.003

摘要(86) PDF(4)

摘要:
为了强化液体燃料超声速燃烧,注入的液体燃料以喷雾(Spray Atomization)的方式,以便加速蒸发和混合.油雾直观图像对研究喷雾燃烧的内部复杂现象有很大帮助.由于实验上的困难,超声速气流中的喷雾图像较为罕见.笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法.实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行,实验结果表明,煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似,喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加.

飞行器大攻角升沉平移

孙海生

2001, 15(4): 15-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.004

摘要(71) PDF(2)

摘要:
为了测量由升沉和平移加速度(和)产生的导数,进而将组合动导数分开,来改善飞机飞行特性的预测效果,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作.采用刚性强迫振动法,研制了试验装置,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和"静导数".给出了升沉振动试验在振幅为60mm,频率为1.0Hz、1.5Hz,α=0~45°,Re=0.76×106情况下的典型试验结果.小攻角情况下,Cm为负值,是动稳定的,且随攻角变化不大,而在大攻角情况下,由于非定常气动力的作用,Cm变化剧烈而且出现动不稳定.从典型试验结果看,该技术是成功的,所获数据是合理可靠的.

惰性粉尘抑爆过程的实验研究

范宝春, 谢波, 张小和, 李鸿志

2001, 15(4): 20-25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.005

摘要(122) PDF(4)

摘要:
在长9m,内径0.14m的燃烧管内进行了CaCO3颗粒对H2-O2混合物中发生爆炸过程的抑制作用的实验研究.该管分为三部分:激波成长段,抑爆段和抑爆后观察段.其中抑爆段装有10套可形成均匀颗粒悬浮流的喷粉系统.实验结果表明,仅当颗粒浓度大于某值时,才可能有效抑制爆炸,否则爆炸波会在抑制后重新成长.笔者还基于两相化学反应流的基本方程,通过分裂方法,全耦合TVD格式和Lax-Wendroff-Rubin格式对粉尘抑爆现象进行了数值模拟,计算结果反映了惰性颗粒作用下激波的变化过程,其结果与实验结果一致.

薄板结构气动导纳试验研究

蒋永林, 强士中, 廖海黎

2001, 15(4): 26-29,52. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.006

摘要(88) PDF(4)

摘要:
结构的气动导纳是决定结构上气动荷载的重要参数.常用的Sears'气动导纳函数只描述了导纳与频率的关系.设计了拉条模型试验验证结构的气动导纳不单与频率有关,还与结构的特征尺寸、风场的特征参数有关.获得的三维气动导纳公式定量描述了导纳与频率n、湍流积分尺度Lw和薄板宽度B的关系.

冲击压缩下甲烷的状态参数实验研究

唐敬友, 谷岩, 胡海波, 彭其先, 王贵朝, 董庆东

2001, 15(4): 30-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.007

摘要(89) PDF(3)

摘要:
为了研究冲击压缩下用作电探针保护介质的甲烷气体状态参数,用二级轻气炮加载方法加速平面钨合金飞片到4.77km/s、4.89km/s和5.05km/s,撞击封装有甲烷气体的铝靶.采用六通道瞬态光学高温计系统记录下甲烷气体的高温辐亮度历史,拟合出甲烷的表观辐亮度温度.给出了对应飞片速度下初始压力为0.12MPa的甲烷气体的冲击压缩参数.实验分析表明,强冲击波压缩下的甲烷波后温升较小,冲击波后的气体存在非平衡热辐射过程和非平衡化学反应区.分析认为,甲烷气体是优越的电探针保护气体.

三维PDPA系统在Φ3.2m风洞中的实验研究

张维智, 郑建军, 张守军, 王丹

2001, 15(4): 36-40. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.008

摘要(127) PDF(5)

摘要:
非接触测量的PDPA系统在Φ3.2m风洞中进行双三角翼速度场试验中,采用随测量点位置的移动而进行粒子投放.三维的光路布置则是采用安装在风洞外移测架的横梁上.实验结果表明,粒子投放的方法和光路布置及测量是合理的.同时指出:粒子的投放应该在x/d>45处,从而解决了在大型低速风洞中的粒子投放和光路布置问题.

人椅组合模型肢体气动特性和局部气动载荷跨超声速风洞试验研究

郑世华, 杨在山, 王俊兰

2001, 15(4): 41-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.009

摘要(87) PDF(2)

摘要:
为了研究弹射过程中人体肢体的气动特性和防护方案的有效性,在1.2m×1.2m跨超声速风洞中进行了人椅组合模型肢体测力和局部压力测量试验研究,试验的M数范围为0.4~2.0,迎角范围为5°~30°,侧滑角范围为0°~90°.结果表明,这次试验是成功的,所研究的防护装置都是有效的,侧滑使背风侧肢体被吹开的趋势增强,抬腿对肢体气动特性的干扰影响是不利的.

龙脊风帆模型气动特性风洞实验

卢占斌, 魏庆鼎, 王安武

2001, 15(4): 46-52. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.010

摘要(119) PDF(3)

摘要:
通过风洞模型实验,利用六分量高频底座天平技术,测量了称为龙脊风帆的一种单帆模型在均匀来流中各个风向角和俯仰角下的时均升力系数和时均阻力系数以及脉动升力系数和脉动阻力系数,可为工程中类似帆形结构的设计和受力计算提供参考.

测量与显示

增压连续式跨声速风洞防喘振措施——旁路调节的研究

李一滨, 乔志德

2001, 15(4): 53-58. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.011

摘要(104) PDF(4)

摘要:
压缩机的设计与制造性能尚不能充分适应风洞的运行范围,安全、可靠的防喘振措施是保证风洞安全运行的重要条件之一.作者讨论了旁路调节作为风洞中防喘振措施的可行性.在考虑跨声速风洞中气体压缩性的基础上,给出了风洞中旁路调节的估算方法,分析和讨论了旁路对风洞性能的影响.结果表明:旁路的增加,使风洞工作点向大流量、低压缩比方向移动,达到有效、可靠防喘振的目的.

动态差压检测系统的共模误差研究

劳力云, 郑之初, 吴应湘, 张宏建

2001, 15(4): 59-63,69. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.012

摘要(74) PDF(4)

摘要:
主要针对以差压变送器为核心的动态差压检测系统的特点,应用流体网络分析方法,提出了动态差压检测系统中的共模误差问题.理论分析和仿真计算结果表明:共模误差与检测系统两侧引压管路的不一致性直接相关,为了获得动态差压信号的准确检测,必须对动态差压检测系统的共模误差予以抑制.

HY-750开口回流低速风洞

贾忠湖, 赵元立, 吕卫民, 侯志强, 宋贵宝

2001, 15(4): 64-69. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.013

摘要(100) PDF(8)

摘要:
介绍了HY-750风洞的结构、动力系统和测试系统的组成及特点.对风洞流场进行了校测,结果表明,风洞流场品质较好,主要指标优于××标准规定,标模实验精度也达到了标准规定的合格指标.从风洞使用情况看,交流变频矢量控制技术在风洞中使用是可行的,软件平台Labview在风洞测试系统的应用也是成功的.该风洞不仅能满足测力、测压、流场演示等教学需要,还将在科学研究和型号研制、实验中发挥一定作用.

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

马家灌, 李江, 潘文欣, 翟曼玲

2001, 15(4): 70-76. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.014

摘要(77) PDF(6)

摘要:
对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF-8A脉冲型高超声速风洞中M=6.26,M=7.91和M=9.29条件下进行了模型自由飞实验.由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数.实验结果显示,在实验范围内模型具有动态稳定性,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果.实验范围内马赫数的变化(从6.26到7.91)以及模型质心位置的轴向移动(从0.50到0.60)没有导致俯仰阻尼系数的明显变化,其量值在-1.5附近.而马赫数9.29时阻尼值变小,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起.此外,考虑恢复力矩的非线性影响后,辨识结果有所改善.

人体肢体多台测力天平的研制

李晓华, 彭超

2001, 15(4): 77-81. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.015

摘要(100) PDF(4)

摘要:
为满足高速风洞人椅组合模型肢体测力试验的需要,研究在多种防护措施下,飞行员上肢、下肢、前臂、上臂、小腿和大腿所受气动载荷的情况,研制了两台(Φ8,Φ10)六分量和两台(Φ10,Φ14)五分量特种内式应变天平,以测量肢体各段的气动载荷.为高速飞行弹射救生××标准的制定及航空弹射救生防护方法研究提供试验依据.

工程估算

0.66m直径对旋式轴流风机的设计和性能估算

王振羽

2001, 15(4): 82-85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.016

摘要(90) PDF(3)

摘要:
对旋式轴流风机具有压力增益大、效率高、结构简单和轴向尺寸小等优点,但目前还缺乏现成的设计方法可供借鉴,为此笔者提出了一个可行的设计思路及方法,即按照常规单级后扭型和预扭型风机,分别设计对旋式风机的前后两级桨叶,然后修正它们之间的相互干扰.给出了这种设计方法的要点.讨论了两级桨叶的负载分配和前后桨叶各参数之间的关系.根据前后两级桨叶绕流过程的不同,重点考虑了它们之间的相互干扰,提出修正干扰的方法.进行风机性能估算,对缩短研制周期、及时修改设计参数、提高设计水平都是很有益的.样机试验表明,风机的设计和性能估算都是成功的.

风洞模型自由翻滚实验动导数辨识方法

汪清

2001, 15(4): 86-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2001.04.017

摘要(118) PDF(9)

摘要:
用笔者发展的从风洞模型自由翻滚实验数据获取动导数的最大似然辨识方法仿真的算例表明,动导数辨识结果受测量误差、测量噪声以及静态俯仰力矩系数非线性的影响很小,而常用的动导数估算方法所得结果受其影响较大.最后,采用最大似然辨识方法处理了某飞行器模型风洞自由翻滚实验数据,获取了该飞行器在M=4.0和M=6.0下0°~180°振幅范围的动导数.