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高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验 被引量：1
1
作者 钟俊 林敬周 +1 位作者 解福田 赵健 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期98-106,共9页
针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气... 针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数分别出现了44.5%、32.4%和198.6%的最大变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。 展开更多
关键词 整流罩分离 反推火箭喷流 天平测力试验 大动压 高超声速
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航空航天类中文核心期刊《实验流体力学》投稿须知
2
作者 《实验流体力学》编辑部 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期I0002-I0002,共1页
《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)。原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展。在办... 《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)。原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展。在办刊指导思想上,重视理论与实践相结合,强调刊载论文的创新性、前沿性、实用性。设有综述进展、基础研究与应用、测量技术、实验设备与方法、信息与简讯等栏目。读者对象为从事实验流体力学及相关研究的广大科技人员和院校师生。 展开更多
关键词 中文核心期刊 办刊指导思想 实验流体力学 流体力学实验 航空航天 读者对象 投稿须知 刊载论文
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航空航天类中文核心期刊《实验流体力学》投稿须知
3
作者 《实验流体力学》编辑部 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期I0002-I0002,共1页
《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展,在办刊... 《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展,在办刊指导思想上,重视理论与实践相结合,强调刊载论文的创新性、前沿性、实用性。设有综述进展、基础研究与应用、测量技术、实验设备与方法、信息与简讯等栏目。读者对象为从事实验流体力学及相关研究的广大科技人员和院校师生。 展开更多
关键词 中文核心期刊 办刊指导思想 实验流体力学 流体力学实验 航空航天 读者对象 投稿须知 刊载论文
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航空航天类中文核心期刊《实验流体力学》投稿须知
4
作者 《实验流体力学》编辑部 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期I0002-I0002,共1页
《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)。原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展。在办... 《实验流体力学》创刊于1987年,为中国科学技术协会主管、中国空气动力学会主办的航空航天类中文核心期刊(双月刊)。原名《流体力学实验与测量》,2005年更改为现名。主要刊载实验流体力学新理论、新技术、新设备的研究成果与进展。在办刊指导思想上,重视理论与实践相结合,强调刊载论文的创新性、前沿性、实用性。设有综述进展、基础研究与应用、测量技术、实验设备与方法、信息与简讯等栏目。读者对象为从事实验流体力学及相关研究的广大科技人员和院校师生。 展开更多
关键词 中文核心期刊 办刊指导思想 实验流体力学 流体力学实验 航空航天 读者对象 投稿须知 刊载论文
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Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
5
作者 李震乾 石义雷 +4 位作者 梁杰 陈爱国 皮兴才 龙正义 杨彦广 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期72-80,共9页
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总... 目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。 展开更多
关键词 Sivells方法 高马赫数 低总压 喷管流场 射流流场 轴对称型面喷管
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薄膜热流计与原子层热电堆热流传感器的激波风洞试验对比
6
作者 陈苏宇 刘济春 +3 位作者 杨凯 朱涛 朱新新 王辉 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期90-97,共8页
激波风洞试验的主要测试量是热流密度,且多采用薄膜热流计进行测试,但薄膜热流计热流测试结果缺乏直接验证手段,存在测热结果不确定度偏大等问题。原子层热电堆(ALTP)热流传感器响应时间短且线性度好,结合高精度可溯源的热流传感器标定... 激波风洞试验的主要测试量是热流密度,且多采用薄膜热流计进行测试,但薄膜热流计热流测试结果缺乏直接验证手段,存在测热结果不确定度偏大等问题。原子层热电堆(ALTP)热流传感器响应时间短且线性度好,结合高精度可溯源的热流传感器标定实验,可保证ALTP热流传感器测热结果的准确性和可靠性。在多个流场条件下的激波风洞试验中开展了薄膜热流计和ALTP热流传感器测热结果交叉对比验证。对比试验显示:ALTP热流传感器和薄膜热流计在不同流场参数下测热结果相对稳定,中高热流下两者测热结果相差在8%以内。结合对比标定溯源链以及激波风洞试验测热结果的讨论,展现了利用ALTP热流传感器在激波风洞试验中在线标定薄膜热流计的可行性。 展开更多
关键词 热流密度 薄膜热流计 原子层热电堆 激波风洞 在线标定
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基于总温探针的高精度总焓测量方法优化研究
7
作者 朱新新 隆永胜 +3 位作者 赵顺洪 杨远剑 李泽禹 赵文峰 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期107-114,共8页
为提高中低焓来流的总焓测量精准度,以铱铑铱热电偶为测温元件研制了一种总温探针。基于流热耦合计算模型对该探针各部件尺寸参数进行了优化设计,使得总温探针的复温率不低于0.9;计算和试验结果表明铱铑铱热电偶结点温度会随着热电偶后... 为提高中低焓来流的总焓测量精准度,以铱铑铱热电偶为测温元件研制了一种总温探针。基于流热耦合计算模型对该探针各部件尺寸参数进行了优化设计,使得总温探针的复温率不低于0.9;计算和试验结果表明铱铑铱热电偶结点温度会随着热电偶后端面温度和屏蔽罩温度的升高而缓慢升高,导致不同测量时间段下得到的总温值不同,因此必须规定测量时间段并进行溯源校准。为此,借助一种新设计的加热器弧室总温探针,将应用于电弧风洞超声速流场的总温探针向亚声速流场总温校准装置进行了溯源校准。在电弧风洞中开展了总焓测量验证试验,采用基于精度极限和偏差极限的不确定度评估方法,计算了总焓测量结果的不确定度。结果表明:所研制的总温探针具有较高的总焓测量精准度,就本文试验结果而言,其重复性精度约为3%,不确定度约为6.4%。 展开更多
关键词 总焓测量 总温探针 流热耦合 溯源校准 不确定度分析
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升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验
8
作者 陈久芬 徐洋 +3 位作者 蒋万秋 凌岗 段茂昌 张毅锋 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期98-106,共9页
在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×... 在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×10^(7)m^(–1),马赫数为5~8,迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布,得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明:在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩;随着单位雷诺数增大,横流转捩效应增强,模型下表面和上表面温升增大,转捩阵面前移,转捩区域扩大;随着马赫数增大,横流转捩效应减弱,转捩位置后移,转捩区域显著减小;不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近,但上、下表面的转捩N值不同(下表面约为6,上表面约为2.5),侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。 展开更多
关键词 升力体 高超声速风洞 边界层转捩 红外热图 e^(N)方法
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机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
9
作者 张泽宇 李栋 +2 位作者 周金鑫 梁勇 耿子海 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期29-36,共8页
飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾... 飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾涡在拖出过程中围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定相似性。 展开更多
关键词 翼尖涡 旋转角速度 平尾涡 数值模拟 低速水洞
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超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展
10
作者 张树海 武从海 +2 位作者 罗勇 韩帅斌 张俊龙 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期1-27,共27页
超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技... 超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。 展开更多
关键词 超声速喷流 激波 旋涡 湍流 噪声 数值模拟
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“湍流最新研究进展”专刊简介
11
作者 姜楠 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期I0001-I0001,共1页
湍流作为流体力学的核心分支与前沿课题,其重要性不言而喻。它广泛存在于自然界与工程技术领域,是自然科学与工程技术中尚未攻克的关键难题。自1883年雷诺通过实验揭示湍流以来,尽管历经一个多世纪的研究,湍流的基本机理和规律仍笼罩在... 湍流作为流体力学的核心分支与前沿课题,其重要性不言而喻。它广泛存在于自然界与工程技术领域,是自然科学与工程技术中尚未攻克的关键难题。自1883年雷诺通过实验揭示湍流以来,尽管历经一个多世纪的研究,湍流的基本机理和规律仍笼罩在神秘之中。湍流不仅与工程技术中的大量问题紧密相连,还涉及众多自然灾害的成因,对国民经济和社会发展具有深远影响。因此,开展湍流研究对于认识自然、解决工程技术难题、推动科技进步具有重大意义。 展开更多
关键词 工程技术 科技进步 湍流研究 最新研究进展 流体力学 基本机理 自然灾害 紧密相连
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中/低雷诺数翼型后缘纯音噪声物理机制与主/被动控制研究综述
12
作者 李勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期38-49,共12页
基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公... 基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公认的中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的2种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。2种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术;在基于机理分析有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。 展开更多
关键词 中/低雷诺数 翼型后缘纯音噪声 噪声机理 主/被动控制
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水下回转体首部边界层流动稳定性及自然转捩研究进展综述 被引量：1
13
作者 刘竟成 刘建华 张永明 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期40-51,共12页
水下回转体首部边界层自然转捩是重要的流动现象,与水下航行体的流动噪声密切相关。流动稳定性理论是研究边界层转捩的重要方法。本文首先介绍了水下回转体首部边界层流动稳定性研究的4个发展阶段;其次介绍了自然转捩的预测方法,包括经... 水下回转体首部边界层自然转捩是重要的流动现象,与水下航行体的流动噪声密切相关。流动稳定性理论是研究边界层转捩的重要方法。本文首先介绍了水下回转体首部边界层流动稳定性研究的4个发展阶段;其次介绍了自然转捩的预测方法,包括经验和半经验两类;然后介绍了转捩位置控制常用方法,包括改变首部线型、使用超疏水材料、控制壁面温度和在表面加入抽吸;最后基于当前的研究进展,对水下回转体首部边界层转捩研究提出了建议。 展开更多
关键词 水下回转体 自然转捩 流动稳定性 转捩预测 转捩控制
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壁湍流等动量区空间分布的实验研究 被引量：1
14
作者 程肖岐 范子椰 +2 位作者 唐湛棋 白建侠 姜楠 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期21-28,共8页
为深入探索湍流边界层等动量区的空间分布特性,使用大视场粒子图像测速仪在水洞中测量了平板湍流边界层流向–法向(x–y)平面内的速度矢量场。通过计算流向速度的概率密度函数,得到不同时刻和空间位置的等动量区分布,分析不同数量的等... 为深入探索湍流边界层等动量区的空间分布特性,使用大视场粒子图像测速仪在水洞中测量了平板湍流边界层流向–法向(x–y)平面内的速度矢量场。通过计算流向速度的概率密度函数,得到不同时刻和空间位置的等动量区分布,分析不同数量的等动量区沿流向的持续距离及出现频率。不同等动量区数量下,其对应的流向持续距离和流向间隔具有显著差异。当等动量区数量与其平均值相近时,等动量区在流向的持续距离较长,且流向间隔较小、出现频率较大;当等动量区数量与其平均值相差较大,其对应的流向持续距离较短,且流向间隔较大、出现频率较低。 展开更多
关键词 等动量区 湍流边界层 粒子图像测速 相干结构 空间分布
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跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究
15
作者 周方奇 王显圣 +3 位作者 杨党国 吴继飞 杨可 董宾 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期103-108,共6页
开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特... 开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特征发展机制和模态噪声传播规律。结果表明:剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加,使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展;模态噪声逆流向上行传播,其速度同样呈类余弦分布,变化趋势与模态噪声幅值保持一致。结合Rossiter模态预估理论发现:同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用,产生了类驻波现象,导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。 展开更多
关键词 空腔 跨声速 剪切层 噪声 传播 动态特征
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纳米流体燃料性能调控研究进展
16
作者 高毅 徐星星 +3 位作者 赵子龙 周帅 刘佩进 敖文 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期1-16,共16页
纳米流体燃料是将纳米颗粒添加至液体燃料中形成的一种悬浮液,具有能量密度高、点火延迟时间短等优点,具有改善燃料燃烧特性的潜力。为探寻更为有效的纳米流体燃料性能调控方法,本文回顾了近年来国内外纳米流体燃料性能调控的研究进展,... 纳米流体燃料是将纳米颗粒添加至液体燃料中形成的一种悬浮液,具有能量密度高、点火延迟时间短等优点,具有改善燃料燃烧特性的潜力。为探寻更为有效的纳米流体燃料性能调控方法,本文回顾了近年来国内外纳米流体燃料性能调控的研究进展,主要介绍了纳米流体的稳定性能、流变性能、蒸发性能、点火性能和燃烧性能调控的研究成果,分析了各种物理和化学调节方法及其基本原理。添加表面活性剂和金属包覆改性是改善纳米流体燃料稳定性能和流变性能的主要方法;点火性能和燃烧性能的调控主要基于提高燃料液滴热传导和热辐射吸收能力、促进金属颗粒自身释热等途径,主要包括添加纳米金属颗粒、纳米金属氧化物及新型亚稳态分子间复合物等。纳米流体燃料的下一步研究应重点围绕拓宽纳米流体燃料界限、探索新型表面活性剂、建立纳米流体燃料点火燃烧理论体系等方面展开。 展开更多
关键词 纳米流体燃料 稳定性能 性能调控 点火 燃烧 表面活性剂 综述
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压力振荡管内波系运动行为的可视化实验研究
17
作者 郭江涛 周一卉 +3 位作者 胡大鹏 刘志军 黄兆锋 高凤 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期54-64,共11页
气波制冷机具有制冷效率高、可带液工作等优点。为深入研究气波制冷机核心部件压力振荡管内部波系运动,设计了一套双开口压力振荡管可视化流场测量平台,利用视场拼接和纹影技术获得压力振荡管内密度梯度场的定量表达,并将实验结果与二... 气波制冷机具有制冷效率高、可带液工作等优点。为深入研究气波制冷机核心部件压力振荡管内部波系运动,设计了一套双开口压力振荡管可视化流场测量平台,利用视场拼接和纹影技术获得压力振荡管内密度梯度场的定量表达,并将实验结果与二维欧拉方程理论计算结果进行了交叉对比验证,误差为3.2%,证明基于纹影技术追踪管内复杂波系运动的方法不仅直观可视且准确可靠。基于上述方法,对不同压比和转速下的压力振荡管内波系开展了实验研究。实验结果表明,增大压比或转速均会提升激波马赫数。压比由1.5增大至3.0时,激波强度和膨胀波强度均显著增大,强化了对近管口区间气体的膨胀作用。转速由800 r/min提高至2400 r/min时,膨胀波波系运动路径逐渐向管口方向弯曲,降低了膨胀波在管口运动的速度,增加了膨胀波对近管口区间气体的作用时间。 展开更多
关键词 压力振荡管 波系运动 纹影 可视化实验 视场拼接 气波制冷机
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脉冲信号的奇异性分布熵特征分析
18
作者 王璐 陈志菲 +2 位作者 陈希 招启军 鲍明 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期91-102,共12页
为了对低信噪比复杂环境下脉冲信号的奇异性差异进行有效的分析和标定,提出了一种基于模极大值理论的奇异性分布熵特征分析模型。首先对脉冲信号进行归一化并进行小波变换,计算各尺度下模极大值及其特定分布,可以体现具有奇异性差异的... 为了对低信噪比复杂环境下脉冲信号的奇异性差异进行有效的分析和标定,提出了一种基于模极大值理论的奇异性分布熵特征分析模型。首先对脉冲信号进行归一化并进行小波变换,计算各尺度下模极大值及其特定分布,可以体现具有奇异性差异的模极大值曲线族。为定量描述这种差异性,用熵值表达构成模极大值曲线族的模极大值点分布,并构建能有效分析脉冲信号奇异性差异的奇异性分布熵特征模型。该模型能对低噪比下信号的奇异性差异进行刻画。实验结果表明,在信噪比为-6 dB的环境下对典型的直升机脉冲信号(桨/涡干扰信号和高速脉冲信号)进行分析,能够得到89.25%和87.63%的正确率。 展开更多
关键词 脉冲信号 桨/涡干扰信号 高速脉冲信号 奇异性 特征分析
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4.5 m×3.5 m低速风洞动导数试验技术研究
19
作者 陈昊 卜忱 +4 位作者 谭浩 牟伟强 王延灵 沈彦杰 冯帅 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期81-89,共9页
动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统... 动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件,经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动,具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验,风速范围30~60 m/s,迎角范围-36°~36°,侧滑角范围-40°~40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验,结果表明该系统获得的动导数数据规律合理,数据精度在3%以内,可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。 展开更多
关键词 低速风洞 动导数试验 角振荡 平移振荡 伺服液压驱动
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分流板对圆柱绕流湍流结构演化影响的实验研究
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作者 周建康 邱翔 +2 位作者 王伯福 周全 刘宇陆 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期75-89,共15页
采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术实验研究了带分流板的圆柱绕流流动特性,分析了分流板对圆柱绕流湍流结构演化特性的影响。雷诺数为3.9×10^(3),分流板长度L与圆柱直径D之比L/D为0~2.50。实验结果表明,随着L/... 采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术实验研究了带分流板的圆柱绕流流动特性,分析了分流板对圆柱绕流湍流结构演化特性的影响。雷诺数为3.9×10^(3),分流板长度L与圆柱直径D之比L/D为0~2.50。实验结果表明,随着L/D从0增大至1.00,圆柱后方回流区长度和回流区面积显著增大;当L/D>1.00时,L/D对圆柱后方回流特性的影响较小。分流板影响圆柱绕流湍流结构的演化特性:当L/D<1.00时,分流板抑制尾涡脱落,斯特劳哈尔数Sr减小,L/D从0增大至1.00,Sr减小了26.34%。此外,圆柱尾涡在分流板后缘诱导形成旋转方向相反的二次涡,二次涡沿分流板向上游运动。1.00≤L/D<2.00时,分流板作用于圆柱尾涡,尾涡发生破碎,形成一些小尺度尾涡。L/D≥2.00时,尾涡附着于分流板上,二次涡主要分布于圆柱后方。随着L/D增大,分流板减小了圆柱后方的湍流脉动强度。 展开更多
关键词 圆柱绕流 分流板 尾涡 二次涡 粒子图像测速
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