实验流体力学

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乐嘉陵, 刘伟雄, 贺伟, 谭宇, 白菡尘

2005, 19(1): 1-10. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.001

摘要(91) PDF(6)

摘要:
近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能.中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用.典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60~80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果.研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60~80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究.笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案.

后掠与无后掠压缩角模型产生的激波/边界层干扰的非定常特性

胡成行, 蒋卫民, 黄叙辉, 周文军, 徐来武

2005, 19(1): 11-16. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.002

摘要(145) PDF(8)

摘要:
介绍了10个压缩角模型在M数为2.011、2.504、3.015时产生的激波/边界层干扰的非定常特性的试验研究结果.压缩角模型的流向压缩角分别为15°、20°、24°,后掠角分别为0°、20°、40°、60°.实验结果表明:(a)所有无后掠压缩角和大多数20°后掠压缩角产生柱形干扰,而大后掠压缩角则产生锥形干扰;降低来流M数或增大模型后掠角有利于从柱形干扰转变为锥形干扰.(b)间隙区内的压力脉动出现低频峰值,此峰值随着模型后掠角增大或流向压缩角减小而减小;然而随着来流M数增大,此峰值在柱形干扰区减小,而在锥形干扰区略增大.对于锥形干扰,无粘激波的平均激波强度是控制其干扰特性的主要因素.

非线性气体振荡整流效应在矩形机翼上的应用研究

孙建红, 李其畅, 刘俊志

2005, 19(1): 17-21,34. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.003

摘要(91) PDF(2)

摘要:
在对圆管内气体的非线性振荡进行理论和实验研究的基础上, 利用开口圆管非线性气体振荡的整流效应, 通过流动显示及压力测量,对翼面分离流控制进行实验研究.研究结果表明, 翼面开缝引入气体振荡有利于改善大迎角下翼面的压力分布,提高升力, 增大机翼的稳定性,同时,不论采取何种开缝模式,这种输入能量的方式对提高其气动性能都有一定作用.

气固两相自由射流的瞬态流场研究

杨任刚, 张东东, 何枫, 许宏庆

2005, 19(1): 22-25. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.004

摘要(101) PDF(2)

摘要:
为深入了解气固两相流的瞬态特性,对出口内径为10mm的气固两相自由射流流场进行了PIV实验研究,同时应用Fluent软件对其进行了数值计算加以对比.对实验和数值计算的气固两相速度场和固相浓度场的分析发现,气固两相射流中,固相的分散度小于气相,两相间存在明显的滑移速度;固相粒子集中在射流轴线附近,在射流中的扩散小于气相.

多相流量计测单元阻力模型实验研究

林军, 董守平, 黄辉

2005, 19(1): 26-30. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.005

摘要(71) PDF(2)

摘要:
建立了全新的用于多相流量计测的单元阻力模型,并在此基础上开发出多相流量计测系统实验样机和配套计测软件.通过自建多相流测试环道上大量的模拟现场工况实验研究,对计测模型进行了评价.实验数据表明:该计测模型可以适用于多相流中不同粘度的液相流量计量;可适用于较宽的气、液相流量变化范围;模型计测误差稳定在可接受的水平,适当延长计测周期可以明显改善计测误差.

飞行器纵向阻尼动导数直接测量实验研究

卜忱, 杜希奇, 王学俭

2005, 19(1): 31-34. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.006

摘要(90) PDF(2)

摘要:
介绍了新研制的"FL-8风洞大幅升沉和俯仰耦合振荡实验系统"及采用该系统产生纯俯仰运动测量飞行器纵向阻尼动导数的试验技术,给出了部分试验结果.实验结果表明,阻尼导数和时差导数在中、大迎角时存在明显的非线性耦合,采用纯俯仰运动直接测量的阻尼导数在整个迎角范围内都是合理的.

可压缩流中声激励对细长体大迎角流动非对称性的影响研究

范召林, 王元靖, 侯跃龙, 贺中

2005, 19(1): 35-39,51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.007

摘要(89) PDF(4)

摘要:
在跨声速风洞中研究了声激励对于可压缩流中细长旋成体大迎角流动非对称性的影响效果.结果表明,在可压缩流场中,声激励对于细长体典型迎角下的流动非对称性依然有着一定的影响,但由于高速风洞中流场本身的湍流度较高,声激励效果要比低湍流度不可压缩流中的影响弱.

轴流式前弯动叶的变工况气动性能实验研究

杨波, 刘富斌, 钟芳源, 王彤, 谷传纲

2005, 19(1): 40-46. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.008

摘要(112) PDF(6)

摘要:
对前弯宽、窄动叶片和常规直叶片进行了变工况气动性能的实验研究.通过对实验结果的分析发现:相对于直叶片,前弯窄叶片不仅可以提高气动效率,而且扩大了风机的稳定工作范围,只是动叶动压头有所降低;前弯宽叶片的稳定工作范围则比窄叶片要宽,其气动效率和动叶压头也有大幅度的提高.这说明在提高效率、扩大稳定工作范围方面,动叶前弯和增加弦长同时起到积极的作用.还对三种动叶片的出口气动参数沿径向的分布规律进行了详细的测量,并对最高效率点和旋转失速前最小流量点的气动参数沿径向的分布规律进行了重点分析,从流体力学原理出发,解释说明了前弯动叶片提高效率,扩大稳定工作范围的原因.

强迫振动法提取桥梁气动导数研究

王卫华, 李明水, 陈忻

2005, 19(1): 47-51. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.009

摘要(89) PDF(2)

摘要:
利用节段模型的自由振动法来提取气动导数,这种方法其装置简单、易于实现,但在试验中结果并不完美.原因之一是模型可能会受到涡的影响,并且在高风速时,信号受干扰严重,信噪比较低.另外激振方式的不同也会造成重复性差.强迫振动法一直被认为是提取气动导数最精确的方法,但由于装置较为复杂,研究和实施此法者目前较少.笔者给出了针对两种桥梁断面进行的一次强迫振动法实验检验,表明效果好.

喷嘴结构对空化起始影响的实验研究

易灿, 李根生, 张定国

2005, 19(1): 52-55,60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.010

摘要(78) PDF(3)

摘要:
空化和空蚀现象对物体的破坏作用是十分强大的,利用其强大的破坏作用来提高清洗、切割和钻探的效率,其效果将是非常显著的.实验研究了锥形喷嘴、自振空化喷嘴和双射流喷嘴在不同围压下的空化起始能力,结果表明喷嘴结构对空化起始能力影响明显,在高围压条件下,自振空化喷嘴和双射流喷嘴比普通锥形喷嘴有更大的起始空化数,起始空化数大都在1.0以上,而锥形喷嘴最大仅为0.43.

低速风洞快速变速装置实验研究

刘政崇, 刘琴, 张国彪

2005, 19(1): 56-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.011

摘要(96) PDF(5)

摘要:
通过实验研究证明了用主流阻尼器快速调节半开口直流式低速风洞的实验风速的可行性.实验还考察了驻室容积、风扇转速等因素对调速加速度的影响,为稳态扫描环境模拟试验装置快速变速系统提供了必要的设计参数.

NF-6风洞马赫数控制系统研制

惠增宏, 何明一, 竹朝霞

2005, 19(1): 61-65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.012

摘要(151) PDF(4)

摘要:
NF-6风洞是我国唯一一座增压连续式跨声速翼型风洞,为了提高实验雷诺数,在设计上还具有喷氮降温的功能.笔者介绍了NF-6风洞马赫数控制系统的组成、特点及运行方式,对转速控制子系统、压缩机静叶角控制子系统、二喉道栅指控制子系统等进行了较为详细的介绍.

弹射救生系统大迎角大侧滑角天平设计研究

陈德华, 李晓华, 彭云

2005, 19(1): 66-70,78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.013

摘要(100) PDF(2)

摘要:
要实现弹射救生系统大迎角大侧滑角试验技术,其中极为关键的是要研制出满足试验研究总体方案要求的天平.为了提高风洞试验的精度和天平抗冲击的能力,要求天平的总长小于90mm,同时具有较高的灵敏度和刚度.作者采用有限元分析技术,优化天平结构的几何外形尺寸,成功地完成了该台天平的研制.

子弹干扰测力天平的研制

王玉花, 赵忠良

2005, 19(1): 71-74. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.014

摘要(107) PDF(2)

摘要:
为了获得母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性,在Φ0.5m高超声速风洞进行了子母弹干扰测力试验技术的研究.在试验中,采用现有的Φ20内式六分量天平测量母弹的气动力,采用专门研制的Φ14内式六分量子弹干扰测力天平测量子弹的气动力.试验结果表明:专门研制的子弹干扰测力天平温度效应小、性能稳定、测值可靠,很好地满足了风洞试验的需要.

气动热试验中稳态热流测量技术研究

陈德江, 王国林, 曲杨, 王章健, 吴礼恒

2005, 19(1): 75-78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.015

摘要(86) PDF(4)

摘要:
高超声速飞行器热防护系统防热结构、防热材料的地面防热试验研究中,模型表面热流大小是关键参数之一.介绍了防热试验研究中瞬态热流测量技术,详细分析和论述了将红外热图测试技术和水卡量热计测试技术相结合,利用动态换热平衡和能量守恒原理实现防热试验中稳态热流测量的基本理论和测试方法,并给出初步试验结果.该技术的建立,为地面防热材料筛选和材料防热机理研究提供了有效、可行的测试手段.

风洞流场马赫数补偿解耦控制研究

赵书军, 迟妍, 施洪昌, 唐晓东

2005, 19(1): 79-82,108. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.016

摘要(89) PDF(3)

摘要:
风洞流场参数-总压、马赫数之间存在严重的耦合关系.解决二者之间的耦合问题,对提高系统的控制精度、减小调节时间、增强系统的稳定性、鲁棒性,具有重大的现实意义.笔者首先以某风洞流场为研究对象,建立流场参数的逻辑模型,接着从补偿解耦的角度出发,借鉴多变量子空间补偿解耦思想,提出解耦补偿算法和补偿系数整定,建立流场参数补偿解耦模型.最后经过多次仿真实验、分析,进一步验证了该补偿解耦算法的有效性.

应用PIV技术研究"零质量"射流的非定常流场特性

顾蕴松, 明晓

2005, 19(1): 83-86. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.017

摘要(103) PDF(6)

摘要:
首次采用PIV瞬态流场测试技术对"零质量"射流激振器近出口处附近的非定常流场进行了定量测量,应用相位锁定采样技术,测到了激励周期内不同相位时射流出口的瞬态流场,由200幅瞬态流场图像的平均得到了射流流场的平均流动特性.通过对射流出口涡环的产生、发展及运动特性的分析,认识到涡环之间相互作用是形成"零质量"射流的流动机理.

矩形管湍流冲击射流场的PIV实验研究

陈庆光, 徐忠, 吴玉林, 张永建, 张永超

2005, 19(1): 87-93. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.018

摘要(88) PDF(6)

摘要:
湍流冲击射流在工程和军事工业中都具有广泛的应用.采用粒子图像测速(PIV)技术,在射流雷诺数为20000和喷口-冲击板间距为4倍喷管水力直径的条件下,对矩形管湍流冲击射流场进行了实验测量,得到了主射流区和冲击区附近测量截面上的平均速度和涡量分布.结果表明,由于射流的卷吸及其与环境流体之间的相互作用,使得射流边界处具有很高的涡量;在流场的流出区域存在一个显著的回流区,这是半封闭冲击射流场的特征结构之一.

海上油气混输中的分离技术

郑之初, 周永, 郭军, 张军, 唐驰

2005, 19(1): 94-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.019

摘要(233) PDF(3)

摘要:
从发展海上油气混输特殊工艺要求出发,介绍中科院力学所"十五"期间,在油气水分离技术方面开展的研究工作.此工艺用于春晓油田,油中除水,再进行油气混输,防止长距离管输时在高压低温条件下油中产生水化物而阻塞管线.在文献总结、专利调研和国内现场考察的基础上,提出研制集重力、离心、膨胀于一体的复合式分离器,以达到高效快速分离的目的.并对国内外尚未使用过的螺旋管分离装置,开展了油水分离的一些理论及实验研究.

非线性非定常气动力的模糊逻辑建模方法

刘志涛, 孙海生, 姜裕标, 江峰

2005, 19(1): 99-103. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.020

摘要(97) PDF(7)

摘要:
建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型.利用大迎角俯仰及滚转振荡气动力验证了模型的有效性.结果表明:该模糊逻辑模型对非定常气动力有很好的预测能力;利用模糊逻辑方法可建立包括非基本运动状态变量在内的多变量非线性非定常气动力的数学模型.

基于响应面法的跨声速翼型气动优化设计

熊俊涛, 乔志德

2005, 19(1): 104-108. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.021

摘要(116) PDF(3)

摘要:
基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计.流场计算采用雷诺平均N-S方程.响应面模型采用二次多项式来构造,试验点的选取满足D优化准则.设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计,设计质量较高,有较大的工程应用价值.

某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究

陈斌