载人飞船与立式风洞

<正> 载人飞船完成太空飞行任务再入大气层后,利用返回舱本身的钝头外形的气动阻力减速,大约在20千米高度进入亚声速区.这种大头朝前的气动外形在亚声速气流中是非常不稳定的,它将产生大幅度的摆动、翻滚和尾旋运动,产生超出航天医学规定的人体承受     

低湍流风洞

北京大学湍流研究室建成了一座精密的低湍流风洞,该风洞是一座能产生一股速度脉动和温度脉动都非常小的均匀气流的实验设备。技术关键是如何降低气流内的速度脉动值。由于风洞设计上采取了直流,闭口和吸入式的空气动力方案和其他正确技术措施,并精密加工,这样风洞就达到了气流均匀、平稳、湍流度低于0.08％的指标。风洞的实测值是0.05％左右。该风洞除可进行流动的稳定性,湍流发生的机理性基础实验外,还可进行一般的基础应用性实验,如减阻、风载、分离流动等实验研究。同时由于风洞很精密,也可以用作标定各类流速传感器的标准计量风洞。     

羽毛球风洞的设计与应用

本文根据空气动力学基本原理,对羽毛球的空气动力作了分析研究。设计了为评定羽毛球质量所需的羽毛球风洞。本文还提出一种羽毛球的风洞试验结果与运动员经验评定羽毛球质量的结果进行相关的方法。实践证明,该风洞在评定羽毛球质量方面,取得了十分满意的结果。     

激波风洞信号测量仪

本文叙述了一种用于激波风洞实验研究中的以微机为基础的多功能智能测量仪表,叙述了其构成部分和性能、硬件结构和原理、软件编制以及将BASIC程序写入EPROM的过程。     

低速风洞微机控制闭环调速

本文提出一种用于调节低速风洞流速的测量及控制系统。该系统以微计算机为核心,不断采集风洞实验段的流速数据,并根据测量结果与指定值的比较去调节和控制风洞的电机转速,使风洞能准确地按指定风速运行或按予定的程序升速或降速,实现了低速风洞的闭环自动调速。本文给出了该系统的构成原理和性能实验结果。测试结果表明,本系统的超调量小于5％,稳态误差小于0.3％,调节时间小于50秒。     

中央电视塔气动弹性风洞模拟试验

按照空气动力弹性相似性准则设计了中央电视塔准仿气动弹性模型，在大气边界层风洞中进行了实验，应用应变仪测定了塔根部的动态弯矩，利用光纤－光点摄影像法测定了塔楼和天线顶端的风振运动轨迹，从而得到了中央电视对风响应的有关动态特性。     

二元翼型风洞的侧壁干扰与抽气研究

在二元翼型风洞实验段中的侧壁边界层将引起模型展向流动的不均匀性，使预想的二元流动受到三元扭曲，引起实验数据的误差，目前消除或减少侧壁干扰的有效方法之一是采用侧壁抽吸技术。本文就抽吸的有效性，抽吸区域和阻尼材料等问题进行了讨论和分析，并对抽吸技术中的问题提出了一些看法。     

天津电视塔塔楼风作用风洞模拟实验

通过风洞实验,给出了天津电视塔塔楼表面的平均风压系数、脉动风压系数分布及风压系数变化范围,同时给出了塔楼空气调节系统进排风口附近的环境风压,包括无进排风状态和有进排风状态,还对排风均压室结构的改变对环境的影响进行了试验.     

高速二元柔壁自适应风洞消除三元波反射探索

介绍了近年来跨音速二元柔壁自适应风洞中消除三元波反射的试验技术研究,包括研究现况、试验方法、试验结果与分析等。通过初步探索,展示了跨音速二元柔壁自适应风洞的潜力与应用前景。     

大气边界层流场的模拟与大气边界层风洞

动态风荷载测试数据的可靠性依赖于大气边界层流场的正确模拟。本文根据作者在ＦＤ－４大气边界层风洞中,进行大气边界层流场调试时,就如何准确模拟自然风的四个参数方面所积累经验的总结。     

中央电视塔气动弹性风洞模拟试验

按照空气动力弹性相似性准则设计了中央电视塔准仿气动弹性模型，在大气边界层风洞中进行了实验。应用应变仪测定了塔根部的动态弯矩，利用光纤－光点摄影摄像法测定了塔楼和天线顶端的风振运动轨迹，从而得到了中央电视塔对风响应的有关动态特性。     

激波管与激波风洞的研制——俞鸿儒院士访谈录

激波管是实验室内产生激波的设备,大型激波风洞在空气动力学方面有广泛的应用. 俞鸿儒院士是我国最早研究激波管和激波风洞的科学家之一,参与并主持了激波管与激波风洞的研制. 本文通过访谈整理了激波管自动破膜,激波风洞氢氧燃烧和爆轰驱动技术的相关研究过程,并介绍了激波风洞研制过程中相关测试仪器的设计和改造情况.     

高超声速飞行复现风洞理论与方法

针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展.高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备.论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势.然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题.针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证.最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题.高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台.      

立式电机模态仿真与实验研究

振动是电机的重要性能指标。本文在MSC.NASTRAN仿真环境下,利用有限元方法对立式电机进行了电机整机的模态仿真,得到了整机的前五阶固有振动频率、振型等参数值。根据仿真结果,分析了整机的危险位置和振型。进行了电机模态试验,验证虚拟样机和数值模拟的有效性。结果表明,系统不会发生共振。最后,在力学分析的基础上对结构进行优化,为立式电机的改进和振动测试提供了参考。     

用于低温风洞的新颖制冷方法

描述了用于低温风洞的新颖制冷系统,利用热交换器回收排气冷量预冷压缩空气,然后再用热分离器将其降至深低温作风洞气源．原理性实验结果证实新制冷方法的可行性．讨论了新制冷方法产生的有一定压力的低温空气作引射气源,引射驱动回流型风洞的特性．其制冷方法与现有低温风洞喷雾液氮制冷相比,由于仅需压缩空气而无需液氮,造价更便宜．更由于能量利用合理,效率高,因而运行成本可显著降低．     

沙岭子电厂冷却塔群风荷载的风洞研究

本文通过风洞实验研究了沙岭子电厂接近直线布置的四个双曲线型冷却塔在主导风向和最大风速风向角下的平均压力和脉动压力分布。研究结果表明:在较大风向角时,主要由于塔群间的邻近作用,使塔面最小平均风压系数绝对值有所增加,对塔面的脉动压力分布影响较小;在较小风向角时,主要由于上游塔的尾流影响,使下游塔塔面的平均压力分布变化较大,特别是脉动压力,与孤立塔相比可增大几倍。同时,塔群影响使得下游塔压力谱中能量分布相对集中,其峰值频率较孤立塔有成倍的提高。     

爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展

１前言 随着航天、航空技术的发展,气体动力学的研究领域不断地由亚声速流动到超声速流动再向高超声速流动推进．在航天领域,人们早在１９６１年就已经实现了载人和不载人的高超声速飞行．目前正在以太空探测和开发为目的,研究能水平起飞可重复使用的航天飞机．在航空领域,从１９０３年Ｗｒｉｇｈｔ兄弟实现了速度为 ５６ ｋｍ／ｈ的人类首次飞行后,现在已经成功地设计出飞行马赫数为２～３的超声速飞机．目前正在探索研究飞行马赫数为５～１０的高超声速飞机．航天、航空技术的发展是当前国际上高科技发展的重点领域之一．该领域的研…     

翼型与风洞侧壁交接角区分离流动研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分.结果显示,在翼型模型风洞试验时,模型/侧壁拐角区、模型表面、侧壁表面和模型后形成复杂的黏性分离流动和二次分离,对实验结果产生很大的影响.     

风洞实验中张线支撑结构力学性能计算

对于一种飞机风洞实验中应用的张线支撑结构的强度、刚度和自振频率进行计算。并给出其计算所应用的原理。     

自由活塞激波风洞

自由活塞激波风洞是一种使用自由活塞压缩器驱动的高焓脉冲型激波风洞。这种风洞是由R J Stalker提出并在澳大利亚国立大学首先建成和逐渐发展起来的高焓实验设备。经过30多年的改进与发展,日趋完善,现已成为研究高超声速气动加热、计及真实气体效应的气体动力学现象、特别是超声速或高超声速燃氢冲压发动机(scamjet)的重要设备之一,受到国际上航空航天界的重视。本文概述了自由活塞激波风洞的发展过程,系统地阐述了这种设备的结构特点和运行原理,给出了性能参数的计算方法和算例,及其性能指标,并讨论了这类风洞的优缺点。