基于科研问题的力学综合实验教学研究与实践 被引量：7

1

作者 马宝峰 李岩 +6 位作者 郭辉 王海文 万连 潘晓丽 赵小虎 蔡楚江 白涛 《力学与实践》 CSCD 北大核心 2012年第1期103-105,共3页

探索了基于科研问题的力学实验教学方法,并在北京航空航天大学本科生流体力学综合实验教学中进行了教学实践.该实验教学方法不侧重传授具体的知识和实验技能,而是更加关注学生解决问题的思路和对科研基本流程的训练,从而使本科生在做毕... 探索了基于科研问题的力学实验教学方法,并在北京航空航天大学本科生流体力学综合实验教学中进行了教学实践.该实验教学方法不侧重传授具体的知识和实验技能,而是更加关注学生解决问题的思路和对科研基本流程的训练,从而使本科生在做毕业设计之前对做科研的方法有个基本的认识. 展开更多

关键词 实验教学 流体力学 科研问题 教学改革

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水下航行体边界层转捩流动结构实验研究

2

作者 刘瑶瑶 潘翀 +1 位作者 郭辉 刘建华 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期14-22,共9页

采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型... 采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35×10^(5)。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。 展开更多

关键词 边界层转捩 流动显示 有限时间李雅普诺夫指数 湍流/非湍流界面

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低速风洞PIV实验中的示踪粒子投放技术 被引量：10

3

作者 陈莹 邓学蓥 +2 位作者 王延奎 王兵 董超 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期78-81,共4页

使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其... 使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其在风洞中循环的方法是最佳散播粒子方式的结论,该方法不仅在小风速下可用,在风速60m/s下也可获得清晰的流场测量图片。 展开更多

关键词 PIV 涡结构 非对称背涡 空气动力学实验

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全动翼尖对无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究 被引量：15

4

作者 左林玄 王晋军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第2期132-137,共6页

通过风洞实验对无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和全动翼尖的操纵效能进行了研究。结果表明,此布局飞机是纵向静稳定的,但零升俯仰力矩系数为负值,这对飞机的起降不利。全动翼尖作动时将增加飞机的阻力,降低全机的最大升阻比,产生抬头... 通过风洞实验对无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和全动翼尖的操纵效能进行了研究。结果表明,此布局飞机是纵向静稳定的,但零升俯仰力矩系数为负值,这对飞机的起降不利。全动翼尖作动时将增加飞机的阻力,降低全机的最大升阻比,产生抬头力矩。全动翼尖单侧作动可在升力基本保持不变的条件下提供偏航力矩,但同时也伴随着较大的滚转力矩和俯仰力矩。此外,全动翼尖的单侧作动和侧力是弱耦合的。全动翼尖同步作动的纵向特性和单侧作动规律相似,但幅度相对要大。 展开更多

关键词 飞翼布局 全动翼尖 操稳 偏航

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高频吹气扰动影响近壁区拟序结构统计特性的实验研究 被引量：4

5

作者 王艳平 郭昊 +1 位作者 刘沛清 黄乾旻 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第4期571-579,共9页

利用恒温热线风速仪测量了零压力梯度平板上施加由合成射流激发的狭缝周期吹气扰动前后不同流向位置湍流边界层的速度信号,展开高频吹气扰动影响近壁区湍流结构的统计特性研究.研究结果表明:高频周期吹气扰动在狭缝下游产生明显的减阻效... 利用恒温热线风速仪测量了零压力梯度平板上施加由合成射流激发的狭缝周期吹气扰动前后不同流向位置湍流边界层的速度信号,展开高频吹气扰动影响近壁区湍流结构的统计特性研究.研究结果表明:高频周期吹气扰动在狭缝下游产生明显的减阻效果.扰动强度在湍流边界层内的发展沿流向呈衰减趋势,其与湍流结构的相互作用也相应衰减.然而,因高频扰动产生运动的展向涡结构与猝发引起的结构变化尺度相当,直接影响了近壁区拟序结构产生与发展的统计,从而使得猝发检测方法 VITA表现出与低频或定常吹气减阻机理相异的现象. 展开更多

关键词 高频吹气扰动 湍流边界层 减阻 合成射流

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展向离散抽吸法控制边界层转捩实验研究 被引量：2

6

作者 郭辉 李小宝 +1 位作者 王海文 冯玉龙 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期13-19,共7页

通过实验成功发展了一种生成大振幅稳定条带的有效方法,即展向离散抽吸方法。在此基础上,开展条带控制边界层转捩的研究。实验在水洞中进行,以零压力梯度平板边界层为研究对象,利用氢气泡时间线法观测引入条带前后人工激发转捩边界层中... 通过实验成功发展了一种生成大振幅稳定条带的有效方法,即展向离散抽吸方法。在此基础上,开展条带控制边界层转捩的研究。实验在水洞中进行,以零压力梯度平板边界层为研究对象,利用氢气泡时间线法观测引入条带前后人工激发转捩边界层中扰动发展变化,分析条带对转捩的控制效果及参数影响。结果表明,展向离散抽吸方法生成的稳定条带最大振幅可达28.4%U(U为自由流速度);实验中引入的宽度14和28mm的稳定条带都能起到抑制转捩的作用;条带振幅越大、宽度越窄,抑制效果越明显。研究结果为探索降低水/空气中航行器摩阻的新技术提供有价值的参考。 展开更多

关键词 条带 边界层 转捩 流动控制 氢气泡法

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静态压力测量系统在风洞实验中的应用 被引量：3

7

作者 李岩 邓学蓥 王延奎 《兵工自动化》 2010年第2期81-84,共4页

风洞用于空气动力学的模拟试验,通过数据采集系统获取风洞试验数据。从实验设备、测量模型、实验系统和实验步骤等方面对低速风洞静态压力分布实验进行介绍。实验结果表明,该实验以先进的智能压力扫描阀测量仪器为主体,能快速提供实验... 风洞用于空气动力学的模拟试验,通过数据采集系统获取风洞试验数据。从实验设备、测量模型、实验系统和实验步骤等方面对低速风洞静态压力分布实验进行介绍。实验结果表明,该实验以先进的智能压力扫描阀测量仪器为主体,能快速提供实验数据报告及图表,实现高精度、高速率、多通道、高稳定性的压力数据的采集。 展开更多

关键词 压力测量 风洞试验 压力扫描阀 数据采集 数据处理

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细长旋成体大迎角绕流非定常特性的实验研究 被引量：1

8

作者 刘沛清 常春雷 马宇 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期23-28,共6页

在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门... 在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门涡脱落时的非定常现象,得到压力脉动主频的斯特劳哈数沿旋成体轴向有逐渐增大的趋势。 展开更多

关键词 旋成体 多涡 压力脉动 主频

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沟槽方向对湍流边界层流动结构影响的实验研究 被引量：17

9

作者 崔光耀 潘翀 +2 位作者 高琪 李鹿辉 王晋军 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第6期1201-1212,共12页

本文采用时间解析的二维粒子图像测速技术,对零压力梯度光滑以及汇聚和发散沟槽表面平板湍流边界层统计特性和流动结构进行了研究.结果表明在垂直于汇聚和发散沟槽表面的对称平面内,相对于光滑壁面,发散沟槽壁面使当地边界层厚度、壁面... 本文采用时间解析的二维粒子图像测速技术,对零压力梯度光滑以及汇聚和发散沟槽表面平板湍流边界层统计特性和流动结构进行了研究.结果表明在垂直于汇聚和发散沟槽表面的对称平面内,相对于光滑壁面,发散沟槽壁面使当地边界层厚度、壁面摩擦阻力、湍流脉动、雷诺应力等明显减小;而汇聚沟槽壁面对湍流边界层特性和流动结构的影响正好相反,汇聚沟槽使壁面流体有远离壁面向上运动的趋势,因而导致边界层厚度增加了约43%;同时,在汇聚沟槽表面情况下流向大尺度相干结构更容易形成,这对减阻是不利的.此外,顺向涡数量在湍流边界层的对数区均存在一个极大值,发散沟槽表面所对应的极大值位置更靠近沟槽壁面,而在汇聚沟槽表面则有远离壁面的趋势,由顺向涡诱导产生的较强的喷射和扫掠运动会在湍流边界层中产生较强的剪切作用,顺向涡数量的减少是发散沟槽壁面当地摩擦阻力降低的主要原因. 展开更多

关键词 湍流边界层 沟槽表面 涡结构

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平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究 被引量：3

10

作者 易海明 申俊琦 +1 位作者 潘翀 王晋军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期641-645,653,共6页

以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机,通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明:与Y形尾翼相比,十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力;从俯仰静稳定性的角度而言,十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不... 以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机,通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明:与Y形尾翼相比,十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力;从俯仰静稳定性的角度而言,十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不定变为纵向静定;但由于尾翼产生较大的附加阻力,因此需要采取一定的减阻措施。进一步采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制,研究其在不同迎角和侧滑角工况下的减阻效能,发现在α=8°、β=0°或β=-8°、α=0°工况下可以获得减阻效果,且MVG布置更密时,获得的减阻效果更好。 展开更多

关键词 平流层飞艇 纵向气动特性 被动流动控制技术 减阻

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低雷诺数沟槽表面湍流/非湍流界面特性的实验研究 被引量：11

11

作者 李思成 吴迪 +1 位作者 崔光耀 王晋军 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2020年第6期1632-1644,共13页

湍流/非湍流界面是流动中湍流和无旋流的边界,其相关研究在加深对湍流与无旋流之间的物质、动量和能量交换的理解有重要意义.本文采用时间解析的二维粒子图像测速技术,分别对零压梯度光滑、顺流向锯齿形沟槽表面平板在不同雷诺数下对湍... 湍流/非湍流界面是流动中湍流和无旋流的边界,其相关研究在加深对湍流与无旋流之间的物质、动量和能量交换的理解有重要意义.本文采用时间解析的二维粒子图像测速技术,分别对零压梯度光滑、顺流向锯齿形沟槽表面平板在不同雷诺数下对湍流/非湍流界面的几何特征及动力学特性进行了实验研究.实验雷诺数为Reτ=400~1000.本文采用了湍动能准则对湍流/非湍流界面进行了识别,并分析界面高度分布、分形特征及界面附近的条件平均速度和涡量.结果表明在不同雷诺数下,无论是光滑壁面还是沟槽壁面,界面平均高度在(0.8~0.9)δ99附近.对于沟槽壁面而言,减阻时对应的界面高度的概率密度分布与光滑壁面基本一致,均遵循正态分布,而当阻力增大时,界面高度分布偏离正态分布出现正的偏度.在本实验情况下,界面分形维度、跨界面速度跳变均会随着雷诺数增大而增大.此外,不同壁面情况下无量纲条件平均涡量在界面附近的分布相近,而界面附近无量纲速度梯度最大值近似为常数. 展开更多

关键词 湍流边界层 沟槽壁面 湍流/非湍流界面

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低雷诺数下翼尖涡统计特性实验研究 被引量：4

12

作者 薛栋 潘翀 +1 位作者 袁先士 刘瑞卿 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期36-41,共6页

翼尖涡的统计特性主要包括涡核半径、平均涡量、旋涡切向速度等,其准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用二维粒子图像测速技术在水洞中对椭圆机翼生成的翼尖涡尾流场进行了实验观测,测量区域覆盖翼尖涡发展的近场、中... 翼尖涡的统计特性主要包括涡核半径、平均涡量、旋涡切向速度等,其准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用二维粒子图像测速技术在水洞中对椭圆机翼生成的翼尖涡尾流场进行了实验观测,测量区域覆盖翼尖涡发展的近场、中远场。针对涡对不稳定运动导致旋涡统计参数失真的情况,采用涡核中心对齐平均(re-centered average)的方法,屏蔽掉涡对不稳定运动对旋涡统计参数的影响,提高了统计结果的准确度。Re-centered average统计结果表明:涡核半径和涡量峰值随流向站位分别呈现出近似符合幂函数的增长和衰减规律;旋涡不稳定运动的振幅随机翼迎角增大而减小,表明涡对抵抗扰动的能力随涡强度的增大而增强。 展开更多

关键词 翼尖涡 不稳定运动 涡核半径 平均涡量 切向速度

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小翼羽掠角对机翼增升效果的影响 被引量：1

13

作者 唐钰涵 王将升 王晋军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期76-84,I0002,共10页

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影... 鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。 展开更多

关键词 小翼羽 掠角 风洞 粒子图像测速 前缘涡 增升 流动控制 仿生流体力学 实验

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基于粒子图像分割的混合PIV-PTV算法

14

作者 李拓 张清福 +6 位作者 潘翀 陈爽 申俊琦 王宏伟 李晓辉 黄湛 王晋军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期68-75,I0002,共9页

粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要... 粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要采用更大的查询窗口以降低测量的不确定度,但会带来空间分辨率低的实际问题。而粒子追踪测速法(particle tracking velocimetry,PTV)追踪单个示踪粒子的跨帧位移,具有比PIV更高的空间分辨率,但难以适用于粒子浓度高的稠密区。针对PIV、PTV各自的优点,本文发展了一种基于粒子图像分割的混合PIV-PTV测速技术。首先定义了基于维诺多边形的粒子局部浓度量度,用以计算示踪粒子在粒子图像上的局部浓度场;其次通过设定的浓度阈值对粒子进行二分类,使用基于高斯核函数的支持向量机寻找出最优的分类边界,从而实现对粒子图像的粒子稀疏区和稠密区的划分;最后对两个区域分别使用PIV和PTV进行速度场计算,并合并为完整的速度场输出。仿真结果表明,上述方法可实现对粒子图像中的示踪粒子稀疏区和稠密区的自动划分,有效提高速度场测量的空间分辨率。将该方法应用在马赫数Ma=6的湍流边界层近壁测量中,可有效解决高速条件下粒子因强剪切难以进入边界层近壁区的问题,显著提高对近壁流动的解析能力。 展开更多

关键词 粒子图像测速 混合PIV-PTV 粒子图像分割 支持向量机 维诺多边形

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水凝胶延迟水下回转体边界层自然转捩机理研究

15

作者 刘建华 张彬 +4 位作者 徐良浩 张占阳 潘翀 张永明 朱文博 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期1-13,共13页

水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场... 水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场大视场PIV实验测试,采用多路径积分算法对SUBOFF模型周围脉动压力场进行估算;结合刚性SUBOFF模型边界层流动线性稳定性分析与PIV流场测试结果,获得刚性SUBOFF模型边界层自然转捩特性;采用“比光强”算法,对低速水洞中水凝胶表面SUBOFF模型局部形变与近壁区速度场进行频谱分析,揭示水凝胶表面流−固耦合作用机制;基于法向瞬时速度分量的连续子波变换,对边界层瞬时流场间歇性进行分析,揭示水凝胶在流−固耦合作用下延迟SUBOFF模型边界层自然转捩的机理。 展开更多

关键词 水下航行体 自然转捩 流动稳定性 转捩延迟 水凝胶超材料

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反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

16

作者 曹晴晴 李岩 +1 位作者 张欣羡 周毅 《气体物理》 2024年第1期1-11,共11页

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中... 湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。 展开更多

关键词 射流 化学反应 湍流/非湍流界面层 标量输运 条件平均统计

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飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究 被引量：8

17

作者 王延奎 魏占峰 +2 位作者 邓学蓥 黄涛 丁兴志 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期433-441,共9页

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,... 采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证．实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的．研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制． 展开更多

关键词 组合扰动主动控制技术 大迎角 非对称涡 微吹气扰动 微三角块扰动

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三角翼前缘涡破裂形式及特性研究 被引量：8

18

作者 吕志咏 祝立国 张明禄 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第1期113-118,共6页

基于流动显示和PIV技术测量的实验结果,对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论．通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下,涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反,及双螺旋破裂形式的存在等．进而对螺... 基于流动显示和PIV技术测量的实验结果,对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论．通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下,涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反,及双螺旋破裂形式的存在等．进而对螺旋波的形成机理提出了与有关文献不同的看法． 展开更多

关键词 前缘涡 涡破裂 螺旋波 涡核 涡量 双螺旋破裂 三角翼

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激励强度对等离子体合成射流的影响 被引量：5

19

作者 张攀峰 戴晨峰 +1 位作者 刘爱兵 王晋军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期228-232,共5页

通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而... 通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而导致涡核更加远离壁面,并被拉伸变长。对于等离子体合成射流的时均流场,其中轴线上的流向速度随着激励强度增大整体变大。在较小的激励强度下,射流半宽度随着激励强度的增大而增大;而激励强度很大时(>6 Dc0),激励强度对半宽度基本没有影响。沿流向的动量通量也随激励强度的增大单调增加。 展开更多

关键词 等离子体 合成射流 激励强度 数值模拟

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双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究 被引量：10

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作者 吕志咏 张明禄 高杰 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期13-16,22,共5页

在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振... 在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。 展开更多

关键词 三角翼 双立尾 抖振 螺旋波

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