实验流体力学

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谭广琨, 申功炘, 苏文翰

2007, 21(3): 1-7. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.001

摘要(85) PDF(2)

摘要:
通过氢气泡流动显示和PIV流场测量研究了大迎角下两段式翼型后翼作俯仰拍动时的流场结构及其演化.实验在北航1.0m×1.2m水槽中进行,基于翼型弦长的实验雷诺数为9000.实验结果显示:在大迎角情况下,当翼型静止时,前缘产生的分离涡会远离背风面向下游脱落,背风面上方会形成大范围的分离区;而当翼型前翼保持不动,后翼进行简谐拍动时,前缘产生的分离涡将靠近背风面向下游运动,背风面上方原有的大范围分离区将显著缩小甚至消失,这意味着可能增升和改善升阻比.此外,本文对后翼拍动的频率和振幅的影响也进行了较为详细的讨论.

圆柱绕流尾迹对壁湍流相干结构影响的实验研究

姜楠, 李悦雷

2007, 21(3): 8-13. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.002

摘要(97) PDF(5)

摘要:
对边界层外区的圆柱尾迹流动结构对边界层近壁区相干结构的影响进行了实验研究.实验在低湍流度风洞中进行,将圆柱放置于yc≈1.1δ(δ为边界层厚度)处,利用热线风速仪分别测量了沿流向不同位置边界层内的瞬时脉动速度信号,并分别比较了位于x/d=1、2、3、4、5、10、15、20、30,y+=10~1000范围内的壁湍流相干结构条件相位平均波形及其统计特性.发现圆柱绕流尾迹对平板边界层内相干结构有明显的影响,圆柱绕流尾迹虽然使壁湍流相干结构从喷射向扫掠转变阶段的强度减弱,但壁湍流相干结构的发生概率增加,总体上促进湍流产生,使湍流边界层增厚,壁面摩擦切应力和壁面摩擦速度均增加,从而肯定了湍流边界层外层流动中产生的扰动与近壁区相干结构猝发的生成和发展有直接联系,壁湍流相干结构猝发是外区流动中产生的扰动与湍流边界层内区共同作用产生的这一结论.

压力不匹配混合层流场结构的实验研究

赵玉新, 田立丰, 易仕和, 何霖, 程忠宇

2007, 21(3): 14-17. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.003

摘要(93) PDF(3)

摘要:
为了研究压力不匹配超声速湍流混合层流场结构,采用时间平均纹影、脉冲激光纹影和高时空分辨率NPLS方法获取了相应的流动显示图像.根据不同时间和空间分辨率的实验图像所展示的流场结构,研究了激波与膨胀波对混合层整体结构的影响,分析了压力不匹配对混合层精细结构的影响.

旋翼翼型俯仰沉浮运动非定常气动特性实验研究

史志伟, 耿存杰, 明晓, 王同光

2007, 21(3): 18-23. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.004

摘要(109) PDF(7)

摘要:
在南航非定常风洞内研制、开发了一套两自由度电控液压动态实验台,利用该设备,完成了翼型俯仰运动、沉浮运动以及俯仰沉浮耦合运动测压实验,并积分计算了翼型动态运动过程中的升力系数.翼型俯仰运动结果表明,翼型上的压力分布和升力系数与翼型振动频率和振动幅值有很大关系,随振动频率和振动幅值的增加,升力系数迟滞包线相应增加,而这一过程与翼型上前缘涡的脱落过程有关.翼型沉浮运动研究了翼型在不同迎角、不同风速下做沉浮运动时的压力分布和升力系数,结果表明在20m/s风速下,模型做沉浮运动时只对翼型前缘的压力分布产生影响,而在10m/s风速下,沉浮运动不仅使前缘压力分布产生变化,而且影响翼型下游的压力分布,这与翼型前缘形成的分离气泡脱落有关.另外给出了翼型做俯仰沉浮耦合运动时的压力分布初步结果.

引射器增强混合喷嘴性能实验研究

廖达雄, 陈吉明, 余永生

2007, 21(3): 24-29. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.005

摘要(97) PDF(11)

摘要:
在气动中心一套引射系统实验装置上采用两种增强混合喷嘴(后缘开缝喷嘴及花瓣状喷嘴)进行了等面积多喷嘴引射器性能实验研究.其目的是探索喷嘴增强混合措施在较高增压比引射器系统中的应用性能.实验方法为在同一引射器、相同引射参数下更换不同的引射喷嘴进行引射性能参数测试,并与常规圆锥喷嘴试验结果作对比分析.实验结果表明:增强混合喷嘴都比常规圆锥喷嘴具有更好的引射综合性能,混合室出口截面总压分布也更均匀;后缘开六缝喷嘴的综合引射性能最好.这些结果说明在增压比较高的引射器系统中采用多喷嘴引射增混措施的基础上,喷嘴增强混合措施仍然具有良好的应用前景.实验结果也表明喷嘴参数与引射参数间的优化匹配对引射性能也有影响.

无动量亏损尾迹的实验研究

吴亚东, 竺晓程, 杜朝辉

2007, 21(3): 30-34. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.006

摘要(77) PDF(3)

摘要:
采用尾缘吹气的流动控制技术,改善静子尾迹区流动.使用热线风速仪对静子尾迹区在不同吹气量下的轴向速度进行了测量,得到了在纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流这4种工况下尾迹区的轴向速度分布、中心点速度频谱图以及尾迹特征长度沿流动方向的变化.实验测量结果表明,无动量亏损尾迹和纯尾迹工况相比改善了静子出口速度的均匀性,并改变了涡脱落特性.无动量亏损尾迹特征长度与x0.35成正比关系,而纯尾迹时的特征长度沿轴向与x0.37成正比关系变化.

旋射流气波制冷机实验研究及数值模拟

朱子华, 胡施俊, 胡大鹏, 刘学武

2007, 21(3): 35-37,65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.007

摘要(78) PDF(2)

摘要:
针对目前气波制冷机的接受管开口端存在较多熵增因素从而制约制冷效率进一步提高的缺点,借鉴了透平膨胀机制冷机理,将现有气体分配器改型,融入旋射流作功机理,加大出流偏角,使射向接受管气体射流反冲膨胀作功,减少熵增、降低入射气体的射流速度,从而有效改善接受管入口端射流气体的流动状况,达到降低工质速度、减小总焓及提高等熵效率的目的.利用Godunov格式建立了管内非定常流动与管壁传热数学模型,对接受管内激波的流动进行了数值模拟,计算结果与实验测量值趋势相同,可为气波制冷机的改造、设计及优化提供参考.

低速离心压缩机旋转失速的试验研究

郭强, 竺晓程, 杜朝辉, 陈华, 赵岩

2007, 21(3): 38-43. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.008

摘要(106) PDF(5)

摘要:
对某低速离心压缩机无叶扩压器壁面静压波动和内部流场进行了详细的试验测量,重点研究了小流量工况下的不稳定流动和旋转失速.在试验中,首先使用高频动态压力传感器获得了不同流量工况下扩压器前盖板处的静压波动,并对测量结果进行了频谱分析,以确定旋转失速起始工况点和不同小流量工况下的失速频率.然后使用PIV测速设备详细测量了在失速条件下,无叶扩压器及叶轮流道内部的流场变化.试验丰富了对低速离心压缩机旋转失速流动现象的认识,为设计高性能的离心压缩机提供了丰富的实验数据.

SL-II型乙烯裂解炉炉内流动特性的研究

韩云龙, 章名耀, 程相杰, 肖睿

2007, 21(3): 44-48. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.009

摘要(61) PDF(5)

摘要:
乙烯裂解炉底部燃烧器的燃气射流,使炉内烟气流动复杂,烟气温度分布的均匀性较差.为了解实际裂解炉膛内较难观察到的气体流动状态并为裂解炉膛内合理的流动组织提供调整依据,以优化炉内燃烧,通过冷态模型研究了裂解炉炉膛内气流速度场.利用PIV技术测量炉内流场速度,得到了不同工况下的流场图和炉内气速分布规律.结果表明炉内流场主要受底部燃烧器的影响,而侧壁燃烧器由于负荷相对较小,对炉内流场影响较小;底部燃烧器的气体射流在炉膛下部管排两侧各形成一个回流区,由于炉膛结构的影响导致了炉膛上部管排两侧的非对称速度分布.

Φ5m立式风洞尾旋试验技术

祝明红, 王勋年, 李宝, 刘义信, 蒋敏, 马军, 张钧

2007, 21(3): 49-53. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.010

摘要(85) PDF(5)

摘要:
中国空气动力研究与发展中心于2005年建成了Φ5m立式风洞.该风洞的主要功能是开展飞机自由尾旋风洞实验研究.因此,飞机尾旋试验研究与风洞建设同步进行,并于Φ5m立式风洞建成时就进行了一期民机的自由尾旋试验.笔者着重介绍了本期飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析.通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有较好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力.

舵面天平技术及其在高超声速风洞的应用研究

熊琳, 刘展, 陈河梧

2007, 21(3): 54-57. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.011

摘要(108) PDF(8)

摘要:
介绍纵轴分离式和轮毂式铰链力矩天平的设计技术,及其近年来在Φ0.5m高超声速风洞铰链力矩试验中的应用情况.根据尾翼/弹身组合体全动操纵舵布局特点,通过采用天平不同的连接形式(纵轴分离式天平、轮毂式天平竖置和轮毂式天平斜置),分别测量了3种舵面外形的气动特性,给出M=5~8之间舵面的法向力系数、铰链力矩系数和弦向压力中心随迎角的变化特性,定量描述了大迎角大舵偏角条件下,舵面气动特性的非线性效应,以及由此引起控制力增量的变化趋势.

遗传算法在风洞实验优化中的应用研究

郑云, 高永卫

2007, 21(3): 58-61,75. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.012

摘要(121) PDF(5)

摘要:
为了提高风洞实验效率,降低实验成本,缩短实验周期,笔者探讨了将遗传算法引入到风洞优化实验中,实现了基于遗传算法的多段翼型实验规划.通过遗传算法对多段翼型的迎角及各段的偏转角度、重叠量和缝道宽度进行编码,由实验提供适应度值.对两段翼型的研究表明应用遗传算法规划风洞实验能够减少实验次数约40%.种群数为染色体长度的2倍时,算法能较好的搜索到最优值.初始群体值对算法的收敛性及计算效果基本无影响.此外,也模拟计算了4段翼型风洞实验,提高实验效率大约为87%~93%,可见遗传算法仍然有效且在大规模风洞实验中更有应用价值.

大展弦比无人机高速风洞测力试验技术研究

樊建超, 陈德华, 彭云, 吴文华

2007, 21(3): 62-65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.013

摘要(96) PDF(2)

摘要:
本文针对大展弦比无人机布局特点,开展了2.4m风洞测力试验技术研究,主要包括专用高精度大载荷天平研制、支撑系统的优化设计、支撑干扰的有效扣除等,利用CFD手段和ANSYS分析软件,有效地建立了大展弦比无人机高速风洞测力试验技术,并成功投入应用,获得了满意的试验结果.

基于形心主轴的二维DPTV算法

刘春嵘, 刘波

2007, 21(3): 66-69,81. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.014

摘要(97) PDF(3)

摘要:
提出了一种根据曝光时间内示踪粒子形成的轨迹图像来确定瞬时流速的数字化方法.将采集到的粒子轨迹灰度图像转化为二值化图像, 对粒子轨迹图像包含的像素点进行了标记.通过确定粒子轨迹图像的形心主轴得到了粒子轨迹长度,根据流场局部区域运动速度基本相同的事实确定了示踪粒子的运动方向,得到了流体的运动速度.应用本文提出的测速算法对槽道流动的瞬时流场进行了测量.对瞬时测量结果进行平均得到的垂向平均流速分布规律与公认的对数率分布规律相吻合.

非定常压力测量中信号失真的管传递函数修正方法

杨慧, 西姆斯-威廉姆斯·戴维, 何力

2007, 21(3): 70-75. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.015

摘要(165) PDF(9)

摘要:
使用外置压力传感器测量非定常压力会造成非定常测量信号失真. 这是由连接外置传感器和测点之间的管道传压系统引成的. 阐述了一种修正这种非定常信号失真的方法.从而使得运用外置传感器测量非定常压力成为可能.这种技术使用已知的管传递函数在频域中修正非定常测量信号的失真. 同时修正失真信号振幅的变化和相位角的偏移.给出了这种修正技术的运用实例:在叶轮机颤振试验中测量叶片表面非定常压力和在非定常旋涡脱落试验中测量尾迹.

半刚性模型风洞试验荷载谱的处理方法

邹良浩, 梁枢果

2007, 21(3): 76-81. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.016

摘要(104) PDF(2)

摘要:
高频测力天平试验模型要求质量尽量小,频率足够高.然而,对于一些特殊的结构,由于结构本身的特殊性,很难制作出满足频率要求的刚性模型.对于频率不够高的半刚性模型,其一阶振型频率处于结构荷载谱频带以内,因而共振作用比较明显,对结构动力荷载的影响不可忽视.通过半刚性格构式塔架模型的高频测力天平风洞试验,得到了模型在风荷载作用下的基底弯矩和扭矩.进而根据结构动力学和随机振动理论,推导了一种实用计算公式,消除了模型共振对基底力谱的影响,得到了格构式塔架的一阶广义荷载谱.

风洞短试验段中基于被动技术的大气边界层模拟

李永乐, 卢伟, 李明水, 廖海黎

2007, 21(3): 82-85,96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.017

摘要(128) PDF(6)

摘要:
针对西南交通大学XNJD-1风洞第一试验段的特点,采用被动模拟装置,通过多次流场校测、反复试凑,成功地在风洞中模拟了C类地表情况下的高湍流度大气边界层,实测平均风速剖面、湍流度剖面及风谱特性等与目标值较为吻合.此外,还对比讨论了平均风速和离地高度等因素对风场特性影响, 并计算了湍流积分尺度.研究表明边界层调试过程中应重点考查气流在对应结构卓越频段范围内的脉动情况,而仅将湍流度作为参考指标.

现代航空声学风洞技术现状与发展

于涛, 范洁川, 贾元胜

2007, 21(3): 86-91. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.018

摘要(93) PDF(7)

摘要:
随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.

结冰风洞研究综述

战培国

2007, 21(3): 92-96. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2007.03.019

摘要(150) PDF(7)

摘要:
结冰风洞是飞行器结冰和防冰研究的主要地面试验设备.在介绍世界结冰地面试验设备类型的基础上,提出了当今世界有代表性的3座结冰风洞;归纳总结了结冰风洞校准中平均粒子直径和液态水含量两个重要参数的测量方法;探讨了国外对结冰风洞试验相似准则和缩尺模型试验相似参数对结冰试验结果的影响.

留言板

2007年第21卷第3期

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2007年 第21卷 第3期

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