实验流体力学

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未来几种新型飞行器

李友荣

2008, 22(4). doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.020

摘要(114) PDF(6)

摘要:
今后10年或更长一些时间,航空航天技术必将有更大发展,以下几种飞行器是正在研制和有可以开始投入研制的航空航天飞行器:(1)高机动性作战飞机

多循环脉冲爆轰发动机外流场的实验研究

于陆军, 范宝春, 叶经方

2008, 22(4): 1-4. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.001

摘要(108) PDF(4)

摘要:
利用内径为30mm,长度为1000mm的爆轰管,对多循环脉冲爆轰发动机外流场进行研究.爆轰管内充满氢气-氧气-氮气预混气,采用底端中心点火.实验中采用YA-16高速阴影系统,拍摄了爆轰外流场的阴影照片.根据实验结果,分析了外流场的动力学结构和悬吊激波产生的动力学机理,讨论了两次循环管外流场结构间的差异.第一次循环中的爆轰波溢出爆轰管后,斜压效应和Helmholtz不稳定导致涡环的产生,涡环形状的变化又引起悬吊激波的角度变化,在此过程中引导激波始终为球面形状,在第二个循环中的相应时刻,激波前的气体是向外流动的,导致引导激波逐渐成为葫芦形状.

高超声速球模型及其尾迹电磁散射试验研究

曾学军, 马平, 部绍清, 柳森, 石安华, 于哲峰

2008, 22(4): 5-10. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.002

摘要(67) PDF(3)

摘要:
介绍了利用X、Ka波段雷达系统在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上测量φ10mm的非烧蚀钢球模型和φ10mm烧蚀铝球模型、铜球模型及其尾迹的雷达散射截面(RCS).模型速度大于5km/s,飞行环境压力为3173~11219Pa,雷达测量方式为x波段单站,Ka波段双站.试验时,模型飞过天线波束区时,雷达系统测量模型及尾迹X、Ka波段的近场雷达电磁散射特性.经过近远场变换,利用"距离-多普勒"的ISAR成像原理对模型及其尾迹进行一维距离成像,得出总体RCS和沿模型及尾迹沿飞行轴线的分布RCS和一维距离像.试验结果表明:在本文试验条件下,钢球模型、铝球模型和铜球模型本体RCS均大于尾迹的RCS;在相同飞行速度和环境压力条件下,铝球和铜球的尾迹RCS均远大于钢球的尾迹RCS.

旋翼悬停性能的Re数影响研究

杨永东, 杨炯, 袁红刚

2008, 22(4): 11-14. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.003

摘要(97) PDF(5)

摘要:
为了解决由旋翼模型风洞试验数据预估全尺寸旋翼性能的问题,开展了旋翼模型悬停性能试验数据的Re数影响及修正方法研究.采用3种旋翼的不同尺寸的模型进行了对比试验,通过试验结果的分析,研究了胁数对旋翼悬停效率的影响规律;按照旋翼理论的有关公式和定义,参考粘性流体力学的研究结果,推导了对悬停效率进行Re数效应修正的公式;利用推导的公式,对模型试验结果的悬停效率进行了修正计算和比较.对比试验结果表明,Re数较小的旋翼模型的悬停效率相对较低;修正计算结果表明,利用笔者推导的修正公式,可以对旋翼模型试验的悬停效率进行合理的Re数影响修正.

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

罗金玲, 何海波, 徐敏

2008, 22(4): 15-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.004

摘要(135) PDF(7)

摘要:
针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.

零质量射流激励器内外流动特性的PIV研究

顾蕴松, 李斌斌, 程克明

2008, 22(4): 19-22,38. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.005

摘要(110) PDF(6)

摘要:
设计了腔体透明的电磁式零质量射流激励器.采用非接触式瞬态流场测试技术,对激励器腔体内部和外部的流场进行了定量测量.研究了激励驱动信号频率变化对射流形成的影响,研究结果表明50Hz为射流的共振频率,可以产生最强的射流.比较和分析了共振频率下零质量射流平均和瞬态流场特性.同时观察到,在激励周期的"吸入"阶段,周围气体向激励器腔体内向补充,腔体内部也会产生反方向的"零质量射流"现象.

丙酮平面激光诱导荧光技术在喷嘴混合研究中的应用

杨国华, 洪流, 李鳌, 王玫

2008, 22(4): 23-28. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.006

摘要(115) PDF(7)

摘要:
使用丙酮平面激光诱导荧光技术对喷嘴的混合特性进行了研究,分析了示踪粒子及激励波长选择时的注意事项,对丙酮的光物理过程进行了初步研究.对直流离心喷嘴进行了6种速度比的气-气混合实验研究,得到了喷嘴下游区域的浓度分布和混合比分布情况,发现喷嘴存在临界混合速度比vr

突扩燃烧室水流试验研究

李昊, 于胜春, 赵汝岩, 张波, 李高春

2008, 22(4): 29-33. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.007

摘要(83) PDF(3)

摘要:
对两种类型3种结构的突扩燃烧室分别进行了可视化水流模拟试验.试验结果表明,在剪切层中出现明显的旋涡结构,旋涡的产生、发展、脱落、破碎影响着燃烧室的流动状态;中心突扩燃烧室的流动状态与突扩比密切相关;在两侧突扩燃烧室中,由于两股流体的冲撞作用,导致流体周期性摆动,并在两侧卷起相对有规律的涡对,流动具有明显的低频振荡特征.

高压推力室人为粗糙度煤油强化换热实验

陈建华, 张贵田, 吴海波, 夏开红, 周立新, 吕发正

2008, 22(4): 34-38. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.008

摘要(84) PDF(4)

摘要:
为提高煤油为冷却剂的高压推力室的冷却性能,对再生冷却通道中的人为粗糙度局部强化换热技术进行了电传热实验研究.传热实验以煤油为介质,实验件为不同人为粗糙度结构参数的方形直管,粗糙元高度小于1.0mm,最大实验压力不小于20MPa,最大流速为60m/s.结果表明,带有人为粗糙度的方形直管的换热得到了强化,随着人为粗糙度的高度增加,换热强化明显增加,随着流速增加而趋缓,而流阻的上升加快.与光滑矩形实验件对比,合理设置人为粗糙度可得到2倍的换热强化,流阻增加小于2倍.

几何尺度对GAW-1两段翼型升力特性的影响

高永卫, 朱奇亮, 罗凯, 马玉清

2008, 22(4): 39-41,47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.009

摘要(122) PDF(11)

摘要:
在大型飞机和高速飞机的起降过程中增升装置空气动力性能的好坏对飞机有着举足轻重的影响.飞机增升装置通常采用多段翼型形式.在飞机设计阶段,一般是采用风洞实验的方法对多段翼型的气动性能进行评估.由于风洞的尺寸和动力所限,实验的模型和实验雷诺数都小于实际飞行情况.在数据的使用时,一般认为实验数据进行雷诺数修正即可.通过实验研究发现,即使雷诺数相同,几何尺度对两段翼型升力特性的影响也是非常显著的.建议在风洞实验中重视几何尺度对气动性能的影响.该研究结果和研究思路可供增升装置的设计和实验研究人员参考使用.

山地附近风场结构的实验研究

王建明, 贾丛贤, 陈凯

2008, 22(4): 42-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.010

摘要(93) PDF(3)

摘要:
描述了一个电厂附近的山地对该地区风环境影响的风洞实验研究.应用热线、烟线技术测量并显示了山地与沟谷附近的风场.对水平与垂直风速剖面、湍流度进行了分析,并讨论了其与地形特性的关联.实验结果揭示实验室模拟傍山地区特殊的风环境对建设高耸的冷却塔具有重要的指导意义.

脉冲爆震燃烧器混合室研究

王治武, 郑龙席, 严传俊, 范玮

2008, 22(4): 48-52. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.011

摘要(82) PDF(4)

摘要:
利用CFD程序分别对切向、轴向和径向供气方式的混合室中油、气的混合特性进行了三维数值模拟.切向进气有助于油气的充分混合,但是油、气分布不均;轴向进气时油、气分布比较均匀,但是油气的混合不够充分;而径向进气的油气分布、混合程度介于切向与轴向进气之间.能耗较大.设计了四种混合室结构,进行了基于两相无阀脉冲爆震燃烧器(PDC)的热态试验研究,找到了利于点火、起爆迅速的混合室结构.

粘性耗散对微管内部液体温升影响的实验研究

贺建坤, 孙立, 梁世强, 刘志刚

2008, 22(4): 53-57,62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.012

摘要(90) PDF(5)

摘要:
以去离子水为工质,流经内径分别为19.6μm和44.2μm石英管,实验研究了粘性耗散对微管内部流动的影响.采用微区热成像技术,使用红外成像仪加特种放大镜头测量了微管内部由于粘性耗散导致的温升△T,同时测量到相应的压降与流量,从而获得摩擦因子f、△T及雷诺数Re的关系.研究表明,在低Re数下,f的值与HagenPoiseuille理论预测值几乎一致;随着Re数的增大,工质与微管为壁面之间高的速度梯度引起粘性耗散导致工质温升,进而使得f的实验值增加.f的实验值与Hagen-Poiseuille理论预测的最大偏差达到15%~20%.

大型煤堆场防风网风洞试验研究

张光玉, 李明水, 詹水芬, 陶奇

2008, 22(4): 58-62. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.013

摘要(116) PDF(3)

摘要:
通过风洞试验,研究了秦皇岛港大型煤堆场设置防风网前后煤堆场内的平均速度分布.试验结果表明:设置防风网后,煤堆场内的平均风速显著减小,根据风向角的不同,表征平均风速减小的整体效果系数在1.3至1.7之间;防风网是一种有效降低煤堆场内风速的途径.

逆流式喷雾场中气液两相流温度测量装置

靳思宇, 李一兴, 翁史烈

2008, 22(4): 63-67. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.014

摘要(141) PDF(6)

摘要:
针对逆流式气液喷雾场的特点,设计了可以同时测量气液喷雾场两相温度的热电偶测温装置.通过光脉动颗粒测试仪,对有无真空泵抽气作用的2种气液分离效果进行了对比验证.在对光强信号波形图信号分析后,实验结果表明:装置增加滤网后能够有效地阻止液滴进入,选择合适的滤网配合真空泵等速抽气测量,可以达到很好的气液分离效果,内部保持无粒子波动信号,从而测出气相温度,而防护罩上方的热电偶可以直接测量液相温度.

活动地板关键技术研究

杨炯, 梁鉴, 李征初

2008, 22(4): 68-71. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.015

摘要(99) PDF(5)

摘要:
目前对地面效应的研究以及地面效应大小的确定.在风洞中通常用两种方法模拟地面:固定地板、活动地板.用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况.采用活动地板模拟地面时,由于活动带的运行速度和方向与来流一致,在活动地板的表面上不产生边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度.活动地板装置研制涉及很多关键技术,包括活动地板的结构形式选取、活动带材料的选择、活动带的张力控制技术、活动带工作面跳动抑制技术、活动带摩擦发热问题的消除等.介绍了开展活动地板关键技术研究所采用的试验装置、主要研究内容和研究结果,确定了开口风洞活动地板的结构形式和活动带材料,掌握了活动带跳动控制、活动带侧偏控制以及温度监控的控制方式和控制规律.

2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现

芮伟, 易凡, 杜宁, 秦建华

2008, 22(4): 72-75. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.016

摘要(135) PDF(6)

摘要:
带涡轮动力模拟器(TPS)实验是一种先进的进/排气一体化动力模拟实验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的实验平台和有力的技术支撑.其中,TPS测控系统主要是为TPS单元驱动气体流量提供精确控制和测量并且负责TPS单元的安全监控工作.笔者介绍了2.4m跨声速风洞TPS测控系统的设计、实现以及调试应用情况.结果表明,整个实验系统运行稳定,工作可靠,TPS涡轮驱动气体的流量波动可以控制在0.001kg/s以内,可应用于型号实验.

2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用

钟世东, 吴军强, 魏志, 王瑞波, 杨可

2008, 22(4): 76-79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.017

摘要(87) PDF(5)

摘要:
Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力.综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围.

舵面跨声速气动弹性特性实验装置设计与分析

季辰, 刘子强, 傅光明

2008, 22(4): 80-83. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.018

摘要(84) PDF(4)

摘要:
根据国内现有跨声速风洞实验条件,采用仿真设计和传统设计相结合的方法,设计了可以进行舵面跨声速气动弹性特性研究的舵面模型两自由度柔性支撑实验装置.该实验装置主要由弹性元件、配重和舵面部分组成.调节弹性元件圆轴的直径和长度可以改变支撑的弯曲刚度和扭转刚度,在配重盘上增减配重可以改变系统的质量特性.通过对实验装置的结构动力建模,对不同配重状态下的装置进行了模态计算和分析,计算结果显示实验装置的前两阶模态分别为舵面沉浮模态和舵面扭转模态,结果表明实验装置的这种结构形式能够满足舵面相对刚性的假设,可以用于研究舵面弯扭耦合颤振问题.同时用PK(Panovsky-Kielb)法对舵面的风洞实验设计参考点的颤振临界速度进行了估算,计算的颤振结果满足现有风洞实验条件.

2.4m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析

陈振华, 陈万华

2008, 22(4): 84-88. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2008.04.019

摘要(125) PDF(3)

摘要:
研制具有良好力学特性的大迎角机构,是解决先进、高机动飞行器武器大迎角气动力问题的关键技术之一.阐述了2.4m风洞大迎角机构结构形式,同时应用MSC/NASTRAN有限元软件,对其强度、刚度和动态特性进行了有限元分析,获得了大迎角机构在最大气动力载荷作用下的结构应力和变形,以及自由振动时的模态频率和模态振型.计算结果表明:大迎角机构本身结构强度、刚度富余;固有频率远离气流脉动频率,表明其具有较好的动态特性;该机构结构形式合理可靠.

留言板

2008年第22卷第4期

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2008年 第22卷 第4期

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