实验流体力学

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2010, 24(4).

摘要(56) PDF(1)

摘要:

2025年美国的风洞试验展望

战培国

2010, 24(4): 后插1-后插2. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.021

摘要(123) PDF(7)

摘要:
风洞是航空航天领域极为重要的地面试验设施,从1985年到2009年过去的24年中,美国NASA、国防部、工业界所属的主要国家风洞试验设施,由于航空航天研制型号减少、经费预算降低、型号研究试验要求提高等因素影响,常用主要风洞数量锐减近50%,同时,美国各种主要风洞至今也运行了约30~70年.

横向喷流干扰/控制研究进展

唐志共, 杨彦广, 刘君, 唐伟

2010, 24(4): 1-6. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.001

摘要(128) PDF(4)

摘要:
横向喷流与飞行器的推进、机动、分离、防热和隐身等问题密切相关.笔者简要分析了横向喷流干扰流动的特点和研究重点,对国内外研究现状和进展进行了综述,分析了目前仍面临的主要技术困难和制约研究成果工程化的主要因素,并提出了发展和完善相关试验技术的建议.

大型双曲冷却塔表面脉动风压随机特性——风压极值探讨

柯世堂, 赵林, 葛耀君

2010, 24(4): 7-12. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.002

摘要(78) PDF(3)

摘要:
针对风压信号呈现的非高斯特性和传统极限估计方法的局限,首次提出基于保证率和相关性的极值估计方法--全概率迭代法进行冷却塔表面脉动风荷载极值分析,并和传统的峰值因子法及改进的Sadek-Simiu法计算结果进行对比验证.结果表明:全概率迭代法避开了对随机过程的高斯分布假定,相比传统的极值估计方法其结果更加真实可靠;表达风压极值中脉动分量的峰值因子数值沿着环向和子午向变化显著,如取为同一数值则偏于危险或过于保守;采用全概率迭代法得到的表面风压系数极值分布曲线与规范取值相比,迎风面和负压峰值区域极值偏小,背风区域极值偏大,且最小值对应角度相差约10°.

天然气绕三角翼旋流的水洞实验研究

王俊奇, 马卫国, 徐永高

2010, 24(4): 13-16. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.003

摘要(91) PDF(2)

摘要:
天然气绕三角翼产生旋流,使天然气中的游离水滴甩出,附着在管道内壁上,在气流的牵引下沿管道内壁向下游流动,实现了气水分离的目的.通过水洞实验,利用染色液流动显示技术,探讨了流体绕三角翼后产生旋流的可行性.同时,基于均匀设计思想对三角翼的前缘后掠角、后缘后掠角和迎角等几何参数分别做了5个水平的实验研究,均证实了天然气绕三角翼后产生旋流的可靠性,为该技术的应用奠定了基础.

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

张攀峰, 陈迎春, 左林玄, 王晋军

2010, 24(4): 17-20. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.004

摘要(105) PDF(6)

摘要:
通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律.实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加.高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比.同Gurney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA 0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小.

电热除冰传热特性的结冰风洞实验研究

肖春华, 桂业伟, 杜雁霞, 李军

2010, 24(4): 21-24. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.005

摘要(109) PDF(9)

摘要:
利用结冰风洞设备和电加热除冰装置,采用实验的方法研究了不同加热模式、冷却时间、加热功率和冰脱落对传热特性的影响.研究表明:设置合理的冷却时间和加热功率,采用高功率的周期性加热模式比采用低功率的连续性加热模式更优越,不仅除冰时间更少,而且能量消耗也更少,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据.

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

解亚军, 叶正寅

2010, 24(4): 25-28. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.006

摘要(72) PDF(2)

摘要:
通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析.实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前.就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度.

前飞状态旋翼尾迹测量试验研究

袁红刚, 李进学, 杨永东, 王天虹

2010, 24(4): 29-32. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.007

摘要(87) PDF(4)

摘要:
利用PIV技术,测量前飞状态旋翼尾迹的横向速度分布及桨尖涡在横向剖面里的运动轨迹,得到了前飞状态旋翼两侧的尾迹边界及桨尖涡在运动过程中的耗散特性等,研究了风速及拉力系数对前飞状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响.结果表明:前飞状态下,旋翼左右两侧尾迹的涡量值基本相当.旋翼尾迹沿径向急剧收缩,沿垂向逐渐下降,下降高度与流向距离几乎呈线性关系.风速、拉力系数的变化对桨尖涡及其运动轨迹有显著的影响.获得的测量结果为开展旋翼流动机理研究及提高CFD分析精度提供了试验依据.

某超高层建筑刚性模型测力试验研究

孙毅, 李正良, 黄汉杰, Feras Al Zoubi, 魏奇科

2010, 24(4): 33-38. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.008

摘要(102) PDF(2)

摘要:
在4m×3m边界层风洞中对某高295m的超高层建筑分别进行了有、无周边建筑的刚性模型测力天平试验,得到建筑3个主轴方向基底力矩均值和均方根值随风向角的变化情况,通过比较表明周边超高层建筑对其具有较严重的干扰影响;分析了功率谱和相干函数所表现出的力矩频域特性,横-扭方向基底弯矩相关性明显较顺-横、顺-扭两向大;通过敲击试验得到基底弯矩的自由衰减信号,采用HHT变换方法,识别了模型-天平系统在两个主轴方向的一阶频率和阻尼比,并根据频率和阻尼比消除了基底弯矩信号中由于模型非绝对刚性引起的共振响应分量,由此修正得到较为精确的基底力谱和各角度均方根值,为计算风振响应提供了依据.

管道相连泄爆容器中粉尘爆炸的实验研究

王健, 李新光, S.Radandt, 王福利, 钟圣俊

2010, 24(4): 39-43,79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.009

摘要(91) PDF(4)

摘要:
采用管道相连容器进行了工业规模的粉尘爆炸实验,目的是研究粮食粉尘在管道相连的加工和输送工业设备中发生粉尘爆炸时火焰和爆炸压力的传播过程及粉尘的Kst值对爆炸的影响.实验装置为一个气力输送系统,由两个不同体积的容器通过管道连接构成.采用粮食工业上具有代表性的两类粉尘进行了粉尘爆炸测试,爆炸从一个容器中通过管道传播到另一个容器中并引发了随后的二次爆炸,测试了不同位置的火焰和压力信号.实验结果表明:即使在起爆容器采取了泄爆措施,管道中没有粉尘喷入的情况下,粉尘爆炸火焰也可沿管道传播达30m并引发二次爆炸;随着粉尘爆炸指数的增大,初始爆炸的猛烈程度增强,火焰传播速度加快,二次爆炸的猛烈程度也随之增强.

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

贺元元, 倪鸿礼, 郑中华

2010, 24(4): 44-47. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.010

摘要(112) PDF(10)

摘要:
准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一.针对CARDC吸气式高超声速实验室(AHL)自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDCφ600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果.结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据.

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

张明禄, 吕志咏

2010, 24(4): 48-51,84. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.011

摘要(130) PDF(3)

摘要:
为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果.流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡.激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善.立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用.

不同尾翼灵巧子弹气动特性实验研究

周志超, 赵润祥

2010, 24(4): 52-55. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.012

摘要(108) PDF(5)

摘要:
从无伞灵巧子弹稳态扫描的必要条件出发,设计了轴向折叠和径向折叠两种尾翼类型的子弹气动外形.设计了模型和实验装置,进行了小迎角低速风洞实验.获得了模型在固定和旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速,对模型的稳定性进行了分析.实验结果表明:模型采用轴向折叠尾翼,能够设计足够有效的迎风面积和增阻效果良好的翼面形状,维持较为稳定的转速,具有良好的旋转稳定性;采用径向折叠尾翼的模型,增阻效果不明显,稳定旋转能力较差.实验结果为无伞灵巧子弹的设计提供了重要参考.

高超声速锥模型及其尾迹电磁散射实验研究

马平, 部绍清, 石安华, 张志成, 于哲峰, 黄洁

2010, 24(4): 56-60. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.013

摘要(82) 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开展了金属锥模型和开槽锥模型及其尾迹的电磁散射截面积(RCS)实验研究,模型底部直径φ12mm、半锥角和头部半径分别为12.5°和1.0mm.金属锥模型速度大于6km/s,飞行环境压力为6.8kPa;开槽锥模型速度5.4km/s,飞行环境压力7 5kPa,雷达测量方式为X波段单站,Ka波段单站.实验结果表明:在等离子体绕流场包覆模型时,获得的锥模型单站X波段RCS、单站Ka波段RCS的实验结果与数值计算结果较为吻合;锥模型的单站后向电磁散射主要集中在模型头身部区域,尾迹散射相对较小.

建筑物干扰条件下双烟囱的风洞试验研究

李明水, 王骑

2010, 24(4): 61-65. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.014

摘要(165) PDF(2)

摘要:
主要介绍某发电厂双烟囱在有建筑物干扰条件下的风洞试验研究,并主要测试了烟囱在各个风向角条件下基底的静态力和动态力.刚性模型的试验结果表明:当两烟囱处于串列状态时,上风侧烟囱存在显著的遮挡效应,使得下风侧烟囱的静态基底力显著降低.气动弹性模型试验得到的动态基底力结果表明:当两烟囱处于串列状态时,上风侧烟囱对下风侧烟囱的气动干扰较为显著,导致其动态力较大.当烟囱前方存在厂房干扰,且风向角为195°时,烟囱基底的合成弯矩有最大值.

撞击流混合器速度信号的Hilbert-Huang变换分析

张建伟, 苗超

2010, 24(4): 66-70. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.015

摘要(121) PDF(4)

摘要:
应用激光多普勒测速系统,对撞击流混合器的流场瞬时速度进行了测量.将Hilbert-Huang变换(HHT)应用于瞬时速度信号的分析,提取出各阶内禀模态函数(IMF)并通过经验模态分解(EMD)对速度信号进行滤波降噪.通过希尔伯特谱分析(HSA)确定了撞击流混合器速度信号的能量分布状况,信号能量集中于低频区,即存在于尺度较大的流体涡旋中.分析速度信号各阶内禀模态函数在不同频段的能量分布与转换,发现不同频段IMF的能量分布与流型转变之间的对应关系.通过能量特征值的提取表明,提高螺旋桨转速有助于强化系统的混合效果.最后将撞击流混合器的流场由内而外划分为中心区、涡旋区和回流区3个部分.

基于虚拟仪器的轮翼气动实验系统研究

刘郑州, 郝江南, 刘卫平, 蔡晋生

2010, 24(4): 71-74. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.016

摘要(101) PDF(2)

摘要:
针对一种用于小型飞行器的新型高效升力和推力系统--轮翼,为了解决其所面临的测量参数多、气动力/力矩量值小、实时性强、耦合性高的困难,研制了基于虚拟仪器(VI)的气动实验系统.该系统采用四分量高精度应变天平、AC伺服电机及驱动器、应变放大器等设备搭建实验平台,利用基于虚拟仪器的LabWindows/CVI软件进行数据采集和数据处理.实验测得天平输出信号电压值与软件采集记录结果一致,为进一步做模型试验提供了可靠的基础.

基于LDV技术的螺旋桨尾涡测试

李广年

2010, 24(4): 75-79. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.017

摘要(84) PDF(4)

摘要:
对螺旋桨尾流场LDV(Laser Doppler Velocimeter)测试数据进行了详细的分析,比较了均匀来流下螺旋桨尾流中两个横断面上的流动信息,以及同一横断面上不同半径处轴向、径向速度沿周向的分布,试验数据不仅显示了尾流场宏观流动现象,而且也清晰的显示了诸如在周向仅有8°跨越的速度突变等微观流动信息,数据分析显示试验结果与理论分析比较吻合.试验所获得的定量信息可以为尾流场复杂流动现象的揭示、螺旋桨非定常性能的预报以及螺旋桨设计提供参考.

低速风洞的消声降噪改造设计研究

任栋, 席德科, 白存儒, 陆森林, 李华星

2010, 24(4): 80-84. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.018

摘要(113) PDF(5)

摘要:
对搬迁改造中的西北工业大学低(变)湍流度风洞进行了降噪设计研究.根据低速风洞噪声的机理及频率特性和该风洞的结构形式及风扇转速,采用两种降噪方法--主动降噪和被动降噪,对风洞进行降噪设计.主动降噪设计方法包括风扇动力段的气动、结构及振动的声学优化设计,被动降噪设计则采用在风洞洞体上安装微穿孔板,利用共振吸声技术进行降噪.结果表明:结合上述措施,55m/s风速下,相同测点和相同运行条件下,风洞噪声值下降约30%;76m/s最大设计风速下,风洞环境噪声被控制在78dB以下.

NF-6风洞马赫数闭环控制系统设计研究

郝礼书, 乔志德, 张永双, 高超, 武洁

2010, 24(4): 85-88. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.019

摘要(139) PDF(7)

摘要:
对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统.该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调.实验结果表明:马赫数控制精度可达0.002以下,实现了实验段流场马赫数的准确控制,控制策略是正确可行的,控制系统是可靠的.

均速管流量计流量系数数值校验方法研究

谢代梁, 杨康, 陶姗, 苏中地, 梁国伟

2010, 24(4): 89-94. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2010.04.020

摘要(105) PDF(6)

摘要:
针对较大口径均速管流量计的流量系数获取、校验十分困难的问题,采用仿真和实验结合的方式对有效长度为300mm的均速管流量计的测量特性进行对比研究.利用标准k-ε双方程湍流模型,在直管段充分发展流下,计算该流量计端面是否粗糙处理情况下的输出差压及流量系数等测量特性,结果显示端面粗糙处理对流量计测量特性影响很小.采用数值仿真的方法对均速管流量计的流量系数进行了计算,并在实验室标准装置中对其特性进行实验验证.仿真和实验测得的流量计输出特性相似性较好,相对偏差可在±0.3%以内.该结果显示,对流量系数的数值仿真可为较大口径均速管流量计的校验提供新的思路和途径.

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2010年第24卷第4期

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