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

2003年 第4期

实验研究
无尾飞机布局方向控制特性研究
刘刚, 邱玉鑫, 陈洪, 杨其德
2003, 17(4): 1-9. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.001
摘要:
介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果.在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性.认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案,可供无尾飞机布局参考.
Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究
刘沛清, 王刚, 邓学蓥
2003, 17(4): 10-16. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.002
摘要:
通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析,探讨了绕流Re数对非对称涡结构和气动特性的影响,得出Re数不仅影响分离线位置和绕流流态结构,而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度,非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系.特别是在同种流态下,两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因;在两侧不同的流态下,转捩不对称是产生大侧向力的主要原因.
不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟
乐贵高, 马大为, 马艳琴, 李志刚
2003, 17(4): 17-21. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.003
摘要:
采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好.
无剪切湍流混合层中被动标量扩散的实验研究
张晓航, 许春晓, 张兆顺, SERGE S, AYRAULT M
2003, 17(4): 22-27. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.004
摘要:
研究被动标量在无剪切湍流混合层中的扩散.实验在风洞中进行,用大小网格尺度比为2:1的网格实现无剪切湍流混合层,用烟粒子作为测量用的示踪粒子同时作为被动标量形成浓度场,用PIV测量得到速度场同时用Mie散射测量得到高施密特数的浓度场,由此可以计算得到速度和浓度相关,并用实验数据直接检验大涡模拟中亚格子应力Smagorinsky模式和亚格子质量通量梯度模式.
风向对相邻建筑风压分布的影响研究
张爱社, 张陵, 谢壮宁
2003, 17(4): 28-33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.005
摘要:
通过风洞实验研究了风向对两个和三个邻近建筑风压分布的影响特性.实验结果给出了在不同风向角下,作用于受扰建筑上的平均和脉动风压系数.当受扰建筑处于下游位置时,建筑之间的干扰效应主要表现为遮挡影响,建筑物上的总体风压系数不是很大,但在建筑物表面上有时会产生局部较大的负压系数.另外,在某些风向角下由于受到上游分离气流的影响,在下游建筑的局部表面又会出现较大正压.这些结果可供建筑布置和结构设计时参考.
基于推力矢量控制的气体二次喷射混合流场实验研究
郭建中, 陈步学
2003, 17(4): 34-37. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.006
摘要:
介绍用于固体火箭发动机推力矢量控制的气体二次喷射实验装置及实验方法;研究了气体二次喷射中喷射位置、喷射角度、喷射孔形状、喷射马赫数、喷射流量等诸多参数对混合流场弓形激波的影响;并对实测的弓形激波半径与激波理论分析方法求得的激波半径进行了比较,二者激波斜率基本一致.
细长翼身组合体前体非对称涡特性研究
陈丽
2003, 17(4): 38-42. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.007
摘要:
通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究,以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究,结果表明:本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡;迎角、旋成体的外形,尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素.
祝明红, 陈洪
2003, 17(4): 43-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.008
摘要:
介绍了某飞机在气动中心4m×3m风洞进行的系列风洞试验研究情况.研究目的是获得在不同布局状态下飞机的低速气动性能.研究结果表明:改变机翼边条可有效地改善飞机的纵向稳定性;将两侧进气改为腹部进气,大大降低了飞机的航向稳定性;采用机头边条措施可使飞机的航向稳定性有较大提高;进行通气模型的风洞试验,其结果与不通气时的结果差异不大.
弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究
杨贤文, 吴军强
2003, 17(4): 48-50,55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.009
摘要:
为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL-24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验.笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等.试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的.
高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究
李明
2003, 17(4): 51-55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.010
摘要:
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数Mx=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好.与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仪镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数.
疏透型防护林绕林流场的PIV实验研究
金文, 王元, 张玮
2003, 17(4): 56-61. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.011
摘要:
利用粒子图像测速仪(PIV),采用2帧-互相关的分析方法,对疏透型防护林流场的流动特征在风洞中进行实验研究,获得绕林流场的速度矢量图、速度等势线图和涡量场图.实验中选用的防护林疏透度分别为0%,30%,40%,60%.在各种疏透度下的防护林中,疏透度为0%的防护林近尾流区平均沿流速度衰减幅度大,但恢复也快,且有最高的平均垂直速度.疏透度为30%和40%的防护林绕林流场非常相似,其中疏透度为30%的林带,林后平均沿流速度恢复较慢,且气流扰动较小,具有良好的防风固沙作用.
测量与显示
二元冰蓄冷测试技术及其评价
施有林, 章学来, 涂淑平, 黄帅
2003, 17(4): 62-67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.012
摘要:
对二元冰蓄冷系统的测试技术进行了系统的介绍并作出了相应的评价.着重介绍了二元冰的性质及系统中凝聚现象和含冰率的测试技术,为二元冰蓄冷系统的测试研究指明了方向.
PIV技术在涡轮叶栅内流场试验中的应用
戴静君, 姜义忠, 董守平
2003, 17(4): 68-70,83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.013
摘要(105) PDF(13)
摘要:
对三种高环流系数叶片叶型和五种相对节距的涡轮叶栅进行内流场试验研究,在研究中采用粒子成像测试技术(PIV),获得叶栅内S1m流面的全流场流动信息,并采用拓扑图论原理经计算机进行图像处理,获得S1m流面的速度矢量场和旋度场.对所获得的叶栅内流场分析表明,随着涡轮环流系数的增加,液体流经叶栅的能量损失增大;随着叶栅相对节距的增大,叶栅内脱流区增大、漩涡区的旋度值随之增大.该研究结果将给涡轮叶型的设计提供有价值的参考.
马蹄涡结构的显示
陈军
2003, 17(4): 71-78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.014
摘要:
对层流角区流动的动态流动模式进行了流动可视化实验研究.实验采用了脉冲氢泡发生器和录像系统对流场进行了显示和研究.通过实验发现,氢泡丝的布置是清晰显示角区流动的精细结构的重要因素.实验雷诺数范围为Reδ*=2.74×102~3.19×102.该实验的角区流动由在平板表面的长方形突起物产生.实验结果显示了主马蹄涡和反向二次涡的流动结构和流动过程.实验还发现了一系列新的流动现象,如马蹄涡的头部形成区域的流动过程及其在柱体上游形成"肩膀"的现象等.
布撒器雷达截面计算与测量
雷娟棉, 葛瑞光, 郝璐, 吴甲生
2003, 17(4): 79-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.015
摘要:
用物理光学法计算了布撤器的雷达截面,并与外场测量结果进行了比较.计算的RCS~θ曲线与测量的RCS~θ曲线变化趋势相同,在典型方向上的计算结果与测量结果比较吻合.表明镜面回波在强度上占绝对优势的目标RCS计算中,物理光学法可以给出工程上可用的结果.
显微PIV系统与实现
由长福, 祁海鹰, 徐旭常
2003, 17(4): 84-88. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.016
摘要:
显微PIV系统可用于流体微观层次以及微流体流动的测量,可获得流体速度的场信息以及其中颗粒的场信息.本文主要介绍显微PIV系统所涉及的显微图像获取技术以及图像处理算法.该系统由硬件与相应软件系统组成.其中,硬件主要包括放大倍数为1000倍的光学显微镜以及最大拍摄速度为10000帧/秒的高速摄像系统;IMPACT软件为自行开发的基于C++系统的面向对象程序,其中内嵌多种数据处理与分析算法.通过对尺寸为1μm颗粒运动的测量,对不同数据处理算法进行了检验,结果表明:建立的显微PIV系统可有效获得微观流体流动的图像并可准确进行数据的处理,该系统完全可用于微观流体流动的测量.
数据采集、处理与控制
基于测控局域网集散系统的试验管理软件研制
晋荣超, 刘忠华, 李明, 马军, 张卫国
2003, 17(4): 89-91,95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.017
摘要:
介绍了8m×6m风洞试验管理软件的总体结构,讨论了该软件系统中局域网和主要子系统的设计和功能实现.该软件系统充分发挥了测控局域网集散系统的优势,实现了对风洞试验中试验流程和试验数据的集中管理,实现了对角度、速压以及数据采集等环节的分散控制,具有可靠性高、扩展性好、灵活性强等特点,形成了一套功能丰富、运行高效的试验管理软件系统.目前,该系统已成功用于风洞试验中,收到了良好的社会和经济效益.
低速风洞试验数据库系统
段丕轩, 彭长英, 晋荣超
2003, 17(4): 92-95. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.018
摘要:
风洞空气动力学试验是进行飞行器空气动力学研究的重要手段.如何有效管理和利用好试验数据,是风洞试验的一项重要课题.介绍笔者利用C/S、B/S技术建立的低速风洞试验数据库.
工程估算
任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究
刘君, 李晓斌, 徐春光
2003, 17(4): 96-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2003.04.019
摘要:
从小扰动线化速位方程出发,结合细长体理论,建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性;采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数,从而进行单独弹体气动力估算.根据部件组拆法思想,对这一工程估算方法进行推广,提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法,该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好.采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算,具有较好的精度.

重要公告

www.syltlx.com是《实验流体力学》期刊唯一官方网站,其他皆为仿冒。请注意识别。

《实验流体力学》期刊不收取任何费用。如有组织或个人以我刊名义向作者、读者收取费用,皆为假冒。

相关真实信息均印刷于《实验流体力学》纸刊。如有任何疑问,请先行致电编辑部咨询并确认,以避免损失。编辑部电话0816-2463376,2463374,2463373。

请广大读者、作者相互转告,广为宣传!

感谢大家对《实验流体力学》的支持与厚爱,欢迎继续关注我刊!


《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日