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2004年 第3期

进展评述
浅析高空长航时无人机的气动研究问题
邱玉鑫, 程娅红, 胥家常
2004, 18(3): 1-5. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.001
摘要:
叙述了高空长航时无人机的现状和作用,讨论了它的主要气动特征,评述了可行的分析、设计技术.认为XFOIL技术具备了处理边界层转捩、分离、分离泡的能力,可望在我国高空长航时无人机的气动设计中发挥一定作用.
实验研究
鱼尾正弦摆动的流动特性研究
申功炘, 张永刚, 谭广琨, 苏文翰, 朱睿, 陶伟
2004, 18(3): 6-12. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.002
摘要:
有关鱼游动机理的研究,已经有很多研究机构和研究人员做了大量的工作.笔者对一个带有不同鱼尾形状的5自由度机器鱼采用了无支杆张线式支撑,在各种状态下进行了流动显示实验观察,初步探讨机器鱼游动时的水动力学性能和其游动的机理.
有翼航天飞行器高速动态气动特性试验研究
郑世华, 徐永长
2004, 18(3): 13-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.003
摘要:
在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验.在M数为0.4~1.2,迎角为0°~75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响.结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°~40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显.
弹丸前体喷流风洞实验
丁则胜, 陈少松, 谭献忠, 曹顶贵
2004, 18(3): 19-22. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.004
摘要:
介绍弹丸前体喷流实验方法及喷流对弹丸气动性能的影响.实验M数为2,迎角α=0°~6°,喷嘴倾角θ=30°,喷流压力比P0j/P∞=0~102.6,喷流介质为冷空气.实验结果表明,随着增加P0j/P∞,弹丸前体阻力系数CDF下降,升力系数CL上升,压心XCP明显后移,并做了简要分析.
薄翼飞机部件气动特性试验研究
李熙佩
2004, 18(3): 23-26. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.005
摘要:
介绍了在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中开展薄翼飞机部件气动特性试验研究的概况.在M=0.60~2.25、α=-4°~12°、β=-5°~5°、副翼偏角δx=0°、方向舵偏角δy=-14°~22.5°、升降舵偏角δz=0°的试验条件下,采用不同于常规结构形式的部件天平,对某飞机垂尾气动特性进行了测量,并获得了可靠的试验结果.试验研究为同类飞机部件气动特性的准确测量提供了有效的技术途径.
一种新型多级引射技术实验研究
金良安, 王孝通, 刘学武, 李志义
2004, 18(3): 27-31. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.006
摘要:
为进一步拓宽引射器的应用领域,研制了一种出入口压差小,且不从级间引走部分介质的新型多级引射技术.设计了一套实验装置,通过大量实验分析探讨了串联级数的确定、设计点的选择、总增压比的分配、各级喷射器类型的选定、以及如何计算各主要尺寸等关键技术问题,是这一新型技术深入研究和应用的基础.它在某些特种军事装备和油田轻烃回收等重要领域的成功应用,表明了独特的优良性能和广阔的应用前景.
高超声速风洞子母弹分离干扰测力试验技术
赵忠良, 龙尧松, 余立, 王玉花, 白本奇
2004, 18(3): 32-35. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.007
摘要:
本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果.试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°~20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性.试验结果表明:法向力、轴向力、俯仰力矩及压心测值规律正确、量值可靠,为开展高超声速风洞CTS试验技术奠定了良好的技术基础.
超声速燃烧室性能一维数值模拟
余勇, 刘卫东, 王振国
2004, 18(3): 36-41. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.008
摘要:
由气体动力学基本定律,推导出燃烧室性能分析的一种一元流计算方法.该方法考虑了面积变化、质量添加、两相流、多组分效应、化学反应、壁面摩擦、壁面散热等因素的影响.与试验数据的对比分析表明,该方法能够准确描述超声速燃烧室两相参数分布,从而为燃烧室方案设计阶段的快速性能评估和设计优化提供了一种有效的手段.
2.4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析
熊能, 林俊
2004, 18(3): 42-46. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.009
摘要:
成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度,必须精细地分配误差.为获得满足工程需要的高精度测力试验数据,给出一种基于计算机符号运算的子程序,完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算.最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析,给出了某运输机在2.4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求.
风扇翼型气动性能的实验研究
焦予秦, 周瑞兴, 郗忠祥, 金承信
2004, 18(3): 47-49. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.010
摘要:
在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术.结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小.
展向吹气对非定常气动特性影响试验研究
姜裕标, 黄勇, 孙海生, 刘志涛, 阎丽
2004, 18(3): 50-54,78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.011
摘要:
主要介绍了翼身组合体模型在CARDC-φ3.2m亚声速风洞进行非定常气动特性研究.研究内容包括一60°后掠角三角翼身组合体在俯仰和滚转振荡中的气动特性,以及展向吹气对动态气动特性的影响.另外,运用PIV技术研究了非定常气动特性及展向吹气影响的流动机理.研究结果表明:利用展向吹气可显著改善在俯仰和滚转振荡中气动特性的迟滞现象.
一种中心电弧等离子体发生器的理论模型与实验研究
成剑, 栗保明
2004, 18(3): 55-58. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.012
摘要:
电热化学发射中,烧蚀毛细管等离子体发生器的放电是电能转化为热能的重要阶段.目前,国内外的研究主要集中在对喷管式的毛细管进行实验和理论分析.但喷管式的毛细管却有其不可克服的缺点.因此,笔者提出了采用中心电弧式的毛细管,并从理论上对其进行了描述,同时针对一种通用的材料--聚乙烯在多种贮能条件下进行了放电实验研究,得出了一些规律性的认识.实验表明:中心电弧等离子体发生器在电弧稳定性以及能量转换等方面都有独特的优点.
闫宝琴, 李素循, 许能喜
2004, 18(3): 59-63. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.013
摘要:
研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图.
气液两相段塞流压力降特性的实验研究
吕宇玲, 杜胜伟, 何利民
2004, 18(3): 64-67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.014
摘要:
通过自制环状电导探针对气液两相段塞流压力降特性进行了试验研究,对段塞流压力降曲线的特点和液塞中压力分布规律进行了分析.实验结果表明:当液塞到来时,压力降值开始增大,并逐渐增大到最大值;当液塞离开时,压力降值逐渐下降至最小值,但是压力值并不随着液塞的离开而下降;并研究了液塞长度对压力降分布的影响特点和液塞长度的估算方法:液塞长度不同,压力降曲线具有不同数的峰值,可以根据压力降曲线的峰值数近似估计管路中液塞长度.
冲击射流的PIV实验研究
熊霏, 姚朝晖, 郝鹏飞, 许宏庆
2004, 18(3): 68-72. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.015
摘要(107) PDF(16)
摘要:
利用PIV技术对出口内径为10mm的冲击射流进行了不同距离(2d、3d、6d、8d),不同压比(1.2、1.5、1.8、2.0、2.3、2.8)下的实验研究.通过实验分析和图像处理等手段对冲击射流的流场分布、涡结构进行了适当的总结.发现了一些新的现象和规律,为今后更深入地研究提供了依据.
高速列车进出隧道空气动力学特征模型实验分析
王英学, 高波, 赵文成, 骆建军
2004, 18(3): 73-78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.016
摘要:
高速列车在进出隧道时,会产生一系列气动效应,以致于在隧道周围形成噪声污染,降低列车乘坐的舒适度.模型实验是研究和解决这些问题的有效方法.在建立高速列车模型实验相似准则的基础上,利用压缩空气式高速列车模型发射系统对高速列车进入隧道过程进行了模型实验,对测试结果进行了分析,得出压缩波产生、传播的一些规律,并将测试结果与现场实测数据进行比较,验证了模型实验结果的可用性和相似准则的正确性.
测量与显示
DPIV技术在超声速自由涡气动窗口研究中的应用
易仕和, 程忠宇, 刘大锋
2004, 18(3): 79-82. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.017
摘要:
超声速自由旋涡气动窗口是利用超声速自由旋涡射流来密封高能激光器低压的激光腔,了解气动窗口的流场结构对提高其气动性能和光学性能是非常重要的.本文采用纳米材料作为示踪粒子,开发了超声速流场的DPIV测试技术,并应用于超声速自由旋涡气动窗口的流动显示和测量.测量的最大流场马赫数为4.21,得到了气动窗口的启动过程和剪切层非线性快速增长的流动图画,获得了超声速自由旋涡射流及其诱导流动的速度场.
虚拟样机与天平研制
彭云, 谢新跃
2004, 18(3): 83-86,96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.018
摘要:
虚拟样机是一种数字产品模型,是一种新型的基于产品计算机仿真模型的数字化设计方法,是将目前的CAD、CAE等CAx技术结合在一起的一种集成技术,贯穿于产品生命周期的全过程.应用虚拟样机技术现已成功地完成了多台天平及其支撑系统的研制,其在风洞应变天平及其相关设备的研制中将发挥越来越重要的作用.
神经网络在风洞流场马赫数辨识中的应用研究
赵书军, 施洪昌, 冷崇珍, 吕秋荣
2004, 18(3): 87-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.019
摘要:
风洞流场的多维性、复杂性以及马赫数的不可直接测量、马赫数控制一直是风洞控制的难点和重点.笔者在研究FL26Y风洞流场特性的基础上,应用神经网络技术,研究马赫数在线辨识问题,为高精度风洞流场马赫数控制提供技术支持.首先介绍神经网络马赫数辨识原理,然后介绍神经网络拓扑结构的设计,并构造神经网络的马赫数辨识模型(NNI).最后通过软件实现及仿真研究动态数据优化、软件滤波以及动量系数对网络学习性能的影响,进一步验证神经网络辨识器在实时性、自适应性、以及辨识精度等方面的优越性.
数据采集、处理与控制
非定常试验数据处理中数字滤波器的设计
黎秀红
2004, 18(3): 92-96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.03.020
摘要:
为了对非定常试验数据进行处理,笔者设计了一款数字低通滤波器,有效地减弱了信号中的噪声和干扰,并已成功用于试验中.文中介绍了该滤波器的设计方法,并给出了理论计算公式以及在非定常试验数据处理上的应用情况.

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2021年8月13日