实验流体力学

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论文

航空、航天类中文核心期刊《实验流体力学》征稿简则

2008, 22(2).

摘要(60) PDF(2)

摘要:

实验研究

稳定分层湍流的PIV实验研究

邱翔, 黄永祥, 卢志明, 刘宇陆

2008, 22(2): 1-9. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.001

摘要(88) PDF(6)

摘要:
在自行建立分层湍流实验装置的基础上,进行了一系列分层湍流的实验研究,运用激光诱导荧光(LIF)流动显示技术和PIV流场测量技术,定性研究了剪切和分层对湍流混合和湍流结构的影响.实验结果发现:剪切促进湍流混合,稳定分层抑制湍流混合,而且分层使得混合层内的湍流结构变得扁平和细长,同时还发现了混合层内涡旋的拉伸、合并、扭曲和变形等复杂的流动现象,特别是发现了其中的旋转涡对和反旋转涡对以及对湍流输运起重要作用的手指状结构.

高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究

雷麦芳, 丁海河, 王发民

2008, 22(2): 10-14. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.002

摘要(110) PDF(7)

摘要:
以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强.

迎角变化对细长旋成体绕流非定常压力脉动特征的影响

马宇, 邓学蓥, 刘沛清, 王延奎

2008, 22(2): 15-19. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.003

摘要(96) PDF(3)

摘要:
在亚临界流动范围内,通过对尖拱细长旋成体在无侧滑状态下的烟线显示和脉动压力测量试验,揭示了迎角α从0°向90°变化过程中细长体绕流依次经历了四种背涡流动结构:附着流动、对称二涡结构、非对称多涡结构和混合背涡结构.压力的脉动幅度在附着流动和对称二涡结构中沿轴向基本保持不变,在非对称多涡结构中是沿轴向增长的,而在混合背涡结构中却变为沿轴向减少.压力脉动频率值在非对称多涡结构中是沿轴向减少的,而在混合背涡结构中却是沿轴向增长的.

机翼喷流增升机理的风洞试验研究

焦予秦, 程玉庆, 金承信

2008, 22(2): 20-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.004

摘要(100) PDF(6)

摘要:
在西北工业大学NF-3风洞中对以喷气襟翼为基础的运输机新型高效增升系统的机理进行研究.简述了基于喷气襟翼的运输机增升装置、风洞试验装置和试验模型的设计,给出了喷气压力、喷流速度和简单襟翼偏角参数对增升效果和飞机气动性能影响的研究结果.研究表明:以喷气襟翼为基础、结合简单襟翼有可能满足运输机高效增升的要求;下翼面后部喷气不仅在升力方向产生分量,且能有效推迟机翼失速、提高下翼面压力、增加机翼环量,从而增加升力.

屏蔽罩和微射流对超声速冲击射流的降噪研究

姚朝晖, 侯修洲, 郝鹏飞

2008, 22(2): 25-28,60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.005

摘要(85) PDF(3)

摘要:
利用实验手段研究了超声速冲击射流在屏蔽罩或微射流控制下的流场和声学特性.远场噪声测量结果表明,对于超声速射流利用微射流或者屏蔽罩方法,不仅可以明显地消除冲击单音,而且还可以降低宽频噪声.为了理解这两种降噪控制方法的物理机理,利用粒子图像测速技术(PIV)检测了有无控制方法时的流场情况.PIV结果显示,对于超声速冲击射流当有屏蔽罩或微射流时,流场中的大尺度结构明显地减少了.说明这两种方法都能削弱超声速流场中反馈环的形成,因而降低了超声速冲击射流的不稳定性.

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

左林玄, 王晋军

2008, 22(2): 29-33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.006

摘要(132) PDF(4)

摘要:
为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构.

微型飞行器低雷诺数流场显示试验研究

史志伟, 李晨, 昂海松

2008, 22(2): 34-39. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.007

摘要(111) PDF(6)

摘要:
在南航非定常风洞内,对一盘状微型飞行器的气动特性进行了测力和流场显示实验,给出了不同迎角下微型飞行器的空间流场显示结果.研究表明:随着迎角的增加,在机翼上表面开始形成前缘分离涡,并且前缘涡的尺度和强度不断增加.迎角继续增大,前缘涡首先在后缘开始破裂,并不断前移,最终导致微型飞行器的失速.模型上前缘分离涡的形成、发展和破裂是导致盘状微型飞行器气动力特性产生变化的根本原因.

火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用

邢建文, 乐嘉陵

2008, 22(2): 40-45. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.008

摘要(78) PDF(3)

摘要:
采用k-ω两方程湍流模型, 火焰面模型和质量加权平均的Navier-Stokes方程组解耦求解的方法,模拟了DLR氢燃料直连式超燃冲压发动机湍流燃烧流场,并与化学反应源项直接采用Arrhenius公式模拟及实验得到的结果进行对比,可以发现湍流脉动对化学反应的影响不能忽略.

管道中不同形状悬置障碍物与火焰相互作用的实验观察

应展烽, 范宝春, 陈志华, 叶经方

2008, 22(2): 46-50. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.009

摘要(56) PDF(3)

摘要:
研究管道内火焰与障碍物相互作用过程对预防因燃烧失稳导致爆炸事故具有非常重要的意义.利用高速阴影照相系统对方形管道内火焰流经不同形状的障碍物时所产生的失稳加速及变形进行了实验测试.障碍物置于管道内前端的中央位置,其形状分别为圆柱,方柱以及三角形柱体,实验表明火焰阵面在临近障碍物时会产生变形,其形状与障碍物形状相关.另外,由于障碍物与管道壁面会形成不同形状的火焰通道,从而使火焰在通道内的加速程度不同,在障碍物后形成不同的阵面结构.火焰在绕过障碍物后,因受到未燃气产生的尾流低压旋涡影响而在障碍物后方中向管道中心线翻转.

标准孔板流量计内部流场的CFD数值模拟

陈家庆, 王波, 吴波, 初庆东

2008, 22(2): 51-55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.010

摘要(213) PDF(20)

摘要:
通过在标准孔板流量计中引入CFD数值模拟,为流出系数的获取提供了新途径.对不可压缩流体在不同流量、不同直径比、不同孔板轴向厚度和不同流动介质下的内部流场进行了数值模拟计算,并将计算出的流出系数与根据ISO公式计算出的流出系数进行了分析对比.结果表明,随着结构参数和工作条件的改变,流出系数都会随之发生变化,但ISO公式对孔板厚度的变化不太敏感.CFD数值模拟可以作为标准孔板流量计的辅助设计与标定手段,以进一步提高孔板流量计计量的准确性.

广深线第六次提速列车交会压力波实测研究

杨明智, 袁先旭, 熊小慧, 梁习锋

2008, 22(2): 56-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.011

摘要(100) PDF(5)

摘要:
为支撑全国铁路第六次大提速,在广深线4.0 m线间距下,针对动车组(D字头)及25型提速客车,以不同的速度交会进行了实车试验,测量了列车交会压力波及车内压力变化,得到了列车交会压力波随交会速度变化的规律,评估了动车组与动车组等速交会、动车组与25型提速客车不等速交会的安全性和旅客乘坐的舒适性.结果表明,在4.0m线间距下,动车组以220km/h的速度运行,不影响交会的安全性和旅客乘坐的舒适性,提速方案可行.

激波管在酚醛树脂高温热解动力学研究中的应用

马伟, 张胜涛, 王苏, 范秉诚, 何宇中, 崔季平

2008, 22(2): 61-63,67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.012

摘要(105) PDF(4)

摘要:
使用激波管作为加热手段,利用其加热速率快的优点,突破了传统方法在加热速率上的限制,研究了酚醛树脂在1400~1700K温度范围内的热解动力学.主要碳氢产物是甲烷、乙烯、乙炔和苯.通过对反应扩散过程的分析,考察了扩散对热解过程的影响.结果表明,实验中酚醛树脂的反应扩散过程迅速达到稳态,扩散影响可以忽略,首次获得了酚醛树脂在芳环开环热解机制下的热解速率常数.

三面压缩式高超声速进气道流动结构研究

肖雅彬, 岳连捷, 龚鹏, 王世芬, 陈立红, 张新宇

2008, 22(2): 64-67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.013

摘要(72) PDF(4)

摘要:
采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究.结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和顶面的边界层分离,并在顶面附近形成大尺度的流向涡,造成隔离段内存在明显的分层现象,形成低总压区,需要在进气道设计时对这一现象进行有效控制.

逆压梯度转捩边界层流动结构显示

郭辉, 彭艺, 李志勇, 王海文, 连祺祥

2008, 22(2): 68-73. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.014

摘要(164) PDF(12)

摘要:
采用氢气泡时间线方法,对逆压梯度条件下人工激发平板边界层转捩过程中扰动的发展和演化特性进行观测,其中引入计数器技术实现对不同位置的平面图及侧面图的流动显示结果在同一相位条件下进行分析.除了T-S波和发卡涡等典型的流动结构,试验结果还揭示出转捩过程中二次发卡涡的再生、展向多个发卡涡的出现以及流动破裂等重要现象的细节和机制.

微重力下容器圆形倒角处的毛细驱动流

侯瑞, 段俐, 胡良, 康琦

2008, 22(2): 74-78,83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.015

摘要(107) PDF(3)

摘要:
空间探索计划的需求对空间流体管理技术提出了新的挑战.流体管理设备的内角是主要的流体传输"管道",因此研究微重力下容器内角处的毛细驱动流具有重要的意义.由于设计和制造等原因,完美的尖角并不常见,而是带有一定圆角过渡的内角.笔者设计不同的带有圆形过渡内角的容器,选用10cSt硅油为实验流体介质,通过一系列的落塔实验,研究了容器内角处不同的圆角半径对毛细驱动流的影响,并分析得到了有价值的实验规律.

短时微重力环境下的浮力-热毛细对流

周彬, 段俐, 胡良, 康琦

2008, 22(2): 79-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.016

摘要(128) PDF(3)

摘要:
在NMLC落塔中,以大Pr数硅油作为实验介质,对短时微重力环境下矩形液池中的液面变形和浮力热毛细对流进行了初步的实验研究.观测了气液自由界面的变形过程,确定了重定位时间,并验证了毛细爬升的两个特征时间;通过实验发现楔形结构和挡板对于液面控制有一定的作用,但是要想获得更好的控制效果,还需要采取其它措施使内角处不满足Concus-Finn条件;运用PIV方法得到了液体内部对流速度场,观察到了在重力水平突变和液面大变形的条件下浮力热毛细对流的转变过程.

一种改进的积冰试验相似准则及其评估

易贤, 朱国林, 桂业伟

2008, 22(2): 84-87,98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.017

摘要(93) PDF(4)

摘要:
从影响飞机积冰的基本物理过程出发,基于对AEDC和ONERA准则的分析,给出了一种改进的积冰试验相似准则.利用数值方法对改进的相似准则进行了有效性评估,数值评估的结果表明,用这种相似准则所确定的参数进行数值模拟,可以在圆柱及其1/2缩比模型上的对应区域得到相似的积冰,初步表明笔者所提出的相似准则是有效的,可以应用于冰风洞试验,作为试验的理论指导和参数选取依据.

实验技术

基于图像分割的两相流PIV/PTV测量技术

代钦, 康文

2008, 22(2): 88-94. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.018

摘要(141) PDF(8)

摘要:
介绍了采用图像分割技术,将密度较低的大悬浮颗粒和高浓度的示踪粒子共存的两相流场图像进行分离(相分离),对经过分割的悬浮相图像和连续相图像分别进行PTV和PIV运算,以实现对两相流动各个相速度场的同时测量.而后将基于相分离的PIV/PTV程序应用于对液固两相冲击射流流场的实验测量,并对测量结果进行了研究和分析,从而验证了相分离程序.实验结果表明,基于图像分割的PIV/PTV程序在两相流速度场测量中具有较好的实用性.

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

黄叙辉, 庞旭东, 宋斌

2008, 22(2): 95-98. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.02.019

摘要(131) PDF(11)

摘要:
为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统.简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展.