实验流体力学

留言板

尊敬的读者、作者、审稿人, 关于本刊的投稿、审稿、编辑和出版的任何问题, 您可以本页添加留言。我们将尽快给您答复。谢谢您的支持!

姓名
邮箱
手机号码
标题
留言内容
验证码

实验研究

战斗机机翼摇滚特性研究

孙海生, 姜裕标

2002, 16(3): 1-7. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.001

摘要(83) PDF(2)

摘要:
为了研究战斗机的机翼摇滚特性,运用风洞试验和数值模拟手段,对一典型三角翼布局开展了研究工作.风洞试验研究探讨了不同攻角和初始角位移等因素对机翼摇滚特性的影响;运用非定常建模技术建立了机翼摇滚过程中的滚转力矩系数的表达式并进行了机翼摇滚的数值模拟,预测了发生机翼摇滚的临界攻角和轴承阻尼系数对摇滚特性的影响.最后对机翼摇滚的发展、稳定阶段的能量转换进行了讨论.研究结果表明机翼摇滚的数值模拟与试验结果具有较好的一致性.

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

曲方亮, 安若铭, 韩晓涛, 范洁川

2002, 16(3): 8-13. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.002

摘要(89) PDF(4)

摘要:
为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量,采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验.试验模型缩比为1∶10,M=0.7,P0j/P∞=2.62,Cφ=0.79.试验结果表明,有动力后XD,CL,CD增加,Cma减少.试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法.

高超声速风洞测力数据的关联研究

陈河梧

2002, 16(3): 14-18,25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.003

摘要(114) PDF(6)

摘要:
通过比较分析法研究AGARD-B标模在BIA的FD-07风洞中气动力测量数据与其它高超声速风洞设备测量结果的相互关联.其目的,既可以综合鉴定FD-07风洞的流场性能和测试水平,也可以从另外意义上为数值方法的程序校验提供必要的技术支持.结果表明,在Ma=4.94~7.96范围内,所测得AGARD-B标模的力、力矩和压心位置,不仅随Ma和α的变化趋势与其它风洞一致,而且其变化量比较接近于各风洞测力数据拟合的逼近曲线.

镇江-扬州南汊大桥抗风特性研究

李明水, 王卫华, 陈忻

2002, 16(3): 19-25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.004

摘要(85) PDF(2)

摘要:
介绍了拟建中的镇江-扬州公路大桥南汊悬索桥的节段模型风洞试验的主要内容、试验结果和颤振计算分析结果,据此评估了该桥的抗风特性.

鸭式布局飞机水洞流场显示研究

刘沛清, 邓学蓥, 马宝峰

2002, 16(3): 26-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.005

摘要(85) PDF(3)

摘要:
为探讨鸭式布局飞机全机流场随迎角的演变规律,分别对无鸭翼布局与鸭式布局两种情况于北航大水洞进行了染色液流场显示实验.同时,为与水洞结果对比分析,给出了风洞测力部分结果.鸭式布局模型除鸭翼以外,包括机身、基本翼、翼前小边条及垂尾和腹鳍,其中鸭翼相对机身负偏10°.显示结果表明,对两种布局而言,涡系结构都非常复杂.无鸭翼布局的机身涡很强,且机身涡对边条涡、翼根涡有明显诱导作用,三涡相互绕合并向展向偏折.鸭式布局的机身涡由于鸭翼存在其强度变弱,边条涡与翼根涡绕合趋势增强,两涡最终合并为单一集中涡并向外翼偏折,且其涡核位置较无鸭翼布局更靠近机翼前缘.鸭式布局主翼涡破裂较无鸭翼布局有所延迟,但鸭翼自身涡系破裂较早.

浦东地区近地强风特性观测研究

庞加斌, 林志兴, 葛耀君

2002, 16(3): 32-39. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.006

摘要(92) PDF(9)

摘要:
2000年8月当"派比安"和"杰拉华"台风接近上海时,浦东气象局的10m高度极值风速记录超过24m/s,笔者用超声风速仪在离地20m高处采集到近20h的三维强风样本.经过对实测风速数据的分析,得到了平均风速和风向、阵风因子、湍流度、湍流积分长度、摩阻速度以及湍流功率谱密度函数等强风特性,分析结果表明:近地强风的湍流度和阵风因子较高,湍流积分长度约在80m左右,水平(纵向和横向)湍流功率谱密度函数与Simiu谱基本一致,但垂直湍流功率谱与Panofsky谱相差较大.

弹射座椅试验研究

王辉, 李力

2002, 16(3): 40-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.007

摘要(66) PDF(3)

摘要:
为给新型高性能飞机弹射座椅的气动性能研究提供依据,在中国空气动力研究与发展中心低速所8m×6m风洞进行了此新型高性能飞机弹射座椅1:1模型的空气动力特性试验研究.研究结果表明:试验对高性能飞机弹射座椅气动性能的研究,为航空弹射座椅气动理论的研究提供了可靠的依据;试验对人体表面压力分布研究的结果初步揭示了人体表面压力分布规律,为后续研究奠定了基础.

无人机螺旋桨实验天平的研制

赵学军, 廖力新, 田文炳, 朱鹏程

2002, 16(3): 46-50. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.008

摘要(104) PDF(4)

摘要:
螺旋桨实验是一种非常规实验,其特点决定了螺旋桨天平的特殊性.为了探索新的扭矩测量方法,准确研究螺旋桨的性能,设计了螺旋桨实验专用天平.该天平是同步旋转应变天平,实验中天平随螺旋桨高速旋转.天平设计要保证质量分布均匀,采用特制滑环引出电信号,并且天平后端用支架支撑以减小振动.该天平较一般固定式天平复杂,但更合理地解决了扭矩测量问题.实验结果表明,天平总体方案正确,设计合理,测量精度高,有效解决了小型螺旋桨实验问题.

提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究

陈丽, 赵协和, 刘维亮, 周为群

2002, 16(3): 51-56. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.009

摘要(134) PDF(2)

摘要:
简述了"舵面气动特性研究"的研究内容之一,提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术.铰链力矩试验的目的就是确定操纵面的最大铰链力矩.通过对铰链力矩试验方法的研究和对铰链力矩天平的技术攻关,成功地研制了一台新型铰链力矩天平;提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究卓有成效.研究结果表明:将细长体导弹升力面以前的弹身等直段适当截短对尾舵的气动特性影响很小,这对于提高测量战术导弹操纵面最大铰链力矩的精准度十分有意义.

测量与显示

CG-01风洞测控系统改造

康虎, 施洪昌, 祝汝松, 戚刚, 郭守春

2002, 16(3): 57-62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.010

摘要(116) PDF(6)

摘要:
改造后的CG-01风洞测控系统采用高速数据采集系统和智能控制技术,提高了测控系统的测控精度.用以太网实现计算机之间通信,除了模型姿态角控制和调压阀控制以外,将超扩段调节片和试验段可开闭壁板纳入计算机控制,提高了风洞运行效率.

小不对称再入体滚转气动力测量技术

白葵, 冯明溪, 付光明

2002, 16(3): 63-67,72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.011

摘要(127) PDF(4)

摘要:
为了解决小不对称再入体滚转气动力测量问题,北京空气动力研究所研制开发了以空气轴承为核心的滚转气动力测量技术,利用空气轴承自身旋转阻尼非常小的特点,使模型做自由滚转运动,一个特殊设计的非接触的光学测量系统测出模型的转角随时间的历程,用参数拟合的方法得到滚转力矩的大小和方向.为验证该项实验技术的正确性与可靠性,在500高超声速风洞中对4个模型进行了吹风实验,吹风马赫数为5,测量滚转力矩系数Cl0和滚转阻力矩系数Clp.实验结果表明,该文方法数据合理,并较其它方法更具有鲁棒性.

智能控制在2.4m风洞同步协调控制系统上的应用

周平, 李尚春, 韩杰, 葛思华, 何钺

2002, 16(3): 68-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.012

摘要(105) PDF(3)

摘要:
针对2.4m风洞中具有同步协调控制要求的子系统的特点,为了解决具有大质量、大惯性、大负载、负载严重不等以及风洞运行过程中有强烈气动干扰等特点的系统的同步协调控制问题,设计了一种同步控制器和一种智能误差补偿控制器,提高了系统的抗干扰能力,使系统的同步协调控制指标优于设计指标.

用仿真实验研究装备中一类非线性混沌振动的主动隔振

韩保红, 马英忱, 崔坤林, 闫石

2002, 16(3): 73-79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.013

摘要(99) PDF(3)

摘要:
笔者运用主动隔振原理,对Duffing非线性振子,设计了参数自调节的PID控制算法,对Duffing 振子混沌振动进行了主动隔振数值仿真实验,实现了对混沌振动的良好隔振.仿真结果表明:在混沌振动中应用主动隔振技术的有效性.

差压式气体流量计示值修正公式问题分析

权正锐

2002, 16(3): 80-85. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.014

摘要(122) PDF(6)

摘要:
气体质量流量=气体标准状态体积流量×气体标准状态密度(常数).因为气体质量流量检测与示值修正可以理解为先将工作状态气体体积流量示值修正到标准状态,然后再乘以气体标准状态密度,所以,它们的示值修正系数是相同的.数十年来,在流量检测学术领域中一直规范着质量流量与体积流量互为倒数的示值修正系数,该文的目的是希望引起对这一问题的深入探讨.

工程估算

非圆截面弹体法向气动力估算方法研究

刘君, 李晓斌, 徐春光

2002, 16(3): 86-90. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.015

摘要(90) PDF(2)

摘要:
从位势理论出发,引进小扰动细长体理论中的部分思想,建立了任意截面弹体法向气动力的理论基础,推导出工程估算方法.该方法通过求解仅与截面形状有关系数,对已有的圆截面弹体气动力进行修正,很方便得到任意非圆截面弹体气动力特性.该方法预测结果与实验数据进行比较,具有较好精度.

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

黄勇, 钱丰学, 董立新

2002, 16(3): 91-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2002.03.016

摘要(86) PDF(4)

摘要:
基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导,采用该方法对ZSDD-1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的3~4倍,其不确定度大约是其精度极限的4倍.笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段.