两个邻近全尺寸双曲型冷却塔风压分布的测量

在对两座高120米双曲线型自然通风冷却塔群的风压分布的全尺寸测量,特别是风压测量系统及其参考压力的测量方法介绍之后,分析了冷却塔运行方式及来流方向对塔面风压分布的影响;并将全尺寸测量与风洞实验及单塔实测结果进行了比较。测量和分析结果表明:冷却塔运行与否对共外壁面压力分布无明显影响;两实测塔的中心连线距离与单塔直径的比值为1.44,来流风向角β=50°±2°时,由于塔群的影响,其塔面风压分布与单塔有明显差异,两塔内侧的负压峰值(绝对值)均大于外侧的相应值,而外侧的负压峰值(绝对值)与单塔结果接近。对此,在冷却塔塔群布置设计时应予以充分注意。     

二元火焰稳定器回流量研究(冷态)

本文根据紊流射流理论,提出了二元火焰稳定器回流区流动的物理模型,导出了计算回流量的数学表达式。根据冷态试验,确定了理论公式中的系数。利用本文提出的公式,可以计算堵塞比为20—40％以及顶角为30°—60°的二元火焰稳定器在冷态条件下的回流量。     

在大分离区内使用三孔探针测试的探索

随着叶轮机领域研究的深入,在非定常大分离区进行测试的要求开始提出。传统的三孔探针进行稳态测量,校准范围一般在±18°左右。在笔者进行的平面叶栅吹风试验中,由于试验工况的攻角比较大,测试位置靠近端壁,因此栅后不同点气流的角度变化很大。针对这种情况,笔者将三孔探针的校准范围扩大到了±50°,并对数据处理进行了合理的改进。     

串列叶栅粘性紊流流场有限分析数值研究

本文将近年发展起来的有限分析方法(Finite Analytic Method)用于曲线坐标系上紊流N-S方程的数值计算。计算了来流雷诺数为2.0×10~5,气流攻角分别为0°,10°,-10°三种情况的二维粘性紊流串列叶栅流场。文中用k—ε紊流模型模化紊流,以壁面函数方法处理近壁区流动参数。数值计算结果与实验结果相比较,吻合程度令人满意。     

风力机叶片表面压力分布测量

本文给出了一个直径为5.35米的水平轴风力机在中国空气动力研究与发展中心12米×16米风洞试验段中进行的叶片表面压力分布的测量结果。在 Re 数从4×10~5至1.2×10~6的范围内,测量了叶片上八个剖面的压力分布。同时还用内式六分量天平测量了风轮的推力和功率。试验结果表明:风轮叶片根部处的载荷高于理论计算值,而叶尖处的载荷则低于理论计算值;叶素-动量理论对风轮最大功率预估偏低,而在高叶尖速比下,它对风轮的功率和推力预估偏高。测压试验结果与测力试验结果符合一致。     

高超声速飞行器测热试验研究

在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。     

使用波导模型研究“长空一号”靶机喷气式发动机进气道的雷达反射特性

本文采用波导模型模拟发动机进气道,计算和实验测量了截面积为10×10厘米~2的矩形波导的RCS值,两者结果基本相符。通过这一方法,计算了“长空一号”靶机进气道的RCS值,与地面静态测量比较,结果令人满意。这样,对于复杂的喷气式飞机目标,其机头和机尾的RCS值就可通过波导模型的模拟来修正。     

几种断裂准则在单向玻璃布/聚酯层压板中的应用

该文采用应力强度因子准则、能量释放率准则、J积分、非线性能量释放率和断裂功,研究了单向玻璃布/聚酯层压板的断裂问题(层压板的铺设方向为90°,±60°,±45°,±30°,0°)。指出了上述几种断裂准则的适用范围及它们之间的关系。     

翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制

介绍NF 3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统 ,采用电机位置和速度闭环方法 ,已经获得模型姿态角的精度在± 0 .0 5°以内。为进一步提高测控性能 ,对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器 ,测量模型的实际角度 ,并作为反馈信号。这种位置全闭环系统 ,可使角度精度达到± 0 .0 0 83°。对于三元实验 ,用一个加速度计固定在模型内 ,实时测量模型的实际攻角 ,并对实验结果进行预处理 ,从而减少因气动弹性角产生的误差。     

TWR—1拖靶目标的雷达散射特性的研究

研究了ＴＷＲ－１拖靶目标的雷达散射特性，提出了相应的参数设计，研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性，并且通过对ＴＷＲ－１拖靶的全尺寸静态ＲＣＳ实验测量，来验证设计方案的正确性，测量结果表明，ＴＷＲ－１拖靶目标散射特性好，且稳定，满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。     

TWR－1拖靶目标的雷达散射特性的研究

研究了ＴＷＲ－１拖靶目标的雷达散射特性，提出了相应的参数设计，研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性。并且通过对ＴＷＲ－１拖靶的全尺寸静态ＲＣＳ实验测量，来验证设计方案的正确性。测量结果表明，ＴＭＲ－１拖靶目标散射特性好，且稳定，满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。     

铁饼低速风洞试验

本文给出了男、女真实铁饼低速风洞试验结果。测量结果表明,铁饼在攻角小於20°,法向力、升力和俯仰力矩随攻角增加几乎成线性增长;攻角在20°时,升力突然下跌,直至攻角90°时升力减小到零。铁饼阻力随攻角增加而迅速增大,当攻角为90°时最大阻力系数为0.93.最大升阻比是攻角在10°左右,其值达到4～4.5。压心位于铁饼盘面圆心之前,且随攻角增加逐渐往圆心靠近。     

烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究

介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况。试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据。针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平设计上采取了粗短主体结构另配支杆的方式;在风洞试验中采用正负攻角等较为有效的方法。风洞试验主要结果如下:烧蚀变形对锥模型轴向力影响较大,对其余的气动力分量影响值较小。在0°攻角下Cm0为10-4量级,Cn0为10-3量级,配平攻角约为0.028°。由此表明:激波风洞压电天平能够测量该烧蚀端头模型的小Cm0和Cn0。     

流走的是岁月 沉淀的是经典——古蔺郎酒传统酿制技艺史

郎酒原产地在二郎镇,与贵州茅台镇一水之隔。地处川黔交界的四川盆地南缘,隶属四川省泸州市。二郎镇地域属较为封闭的低山河谷区,海拔430米左右,属亚热带湿润性季风气候,年均气温176℃,年降雨量700—760mm,无霜期长达300天以上,为农作物生长及郎酒的酿造创造了良好自然环境;境内拥有     

人椅组合模型肢体气动特性和局部气动载荷跨超声速风洞试验研究

为了研究弹射过程中人体肢体的气动特性和防护方案的有效性 ,在 1 .2m×1 .2m跨超声速风洞中进行了人椅组合模型肢体测力和局部压力测量试验研究 ,试验的M数范围为 0 .4～ 2 .0 ,迎角范围为 5°～ 30° ,侧滑角范围为 0°～ 90°。结果表明 ,这次试验是成功的 ,所研究的防护装置都是有效的 ,侧滑使背风侧肢体被吹开的趋势增强 ,抬腿对肢体气动特性的干扰影响是不利的     

应用脉动压力测试技术探测边界层转捩

在M=0.604、0.703、1.962时对10°锥自然转捩情况下的脉动压力特性进行了测量。试验数据表明:转捩区的压力脉动明显增大,转捩雷诺数(以10°锥顶点至转捩结束点之间的距离为参考长度)随M数增大而增大。     

遂宁机场在学院训练布局中的地位、作用及其发展前景

一、遂宁航空站的成立及遂宁机场概况遂宁航空站是学院在扩建新的训练基地,提高训练能力,扩大训练规模,调整训练布局的背景下,于1992年7月1日与原二分院建制分割组建而成的。现有在职职工230余人。遂宁机场位于北纬30°28′,东经105°36′15″,在遂宁市老城中心真方位141°,5千米处。机场占地166万平方米(近2500亩),飞行区面积152万平方米,有1000米×30米×0.18米跑道一条,停机坪23600平方米,有工作生活用房38000平方米,有1200立方米(900吨)航油储油库一座,按国际民航组织的机场划分标准,机场属2Ｃ级通用训练机场,保障飞行训练及工作、生活…     

对飞行于M4.63下的X-15水平安定面进行红外线加热模拟的评价

X—15水平安定面在M=4.63的飞行中记录下来的温度分布已经在试验室里作了模拟。所模拟的温度范围大约在—50℉(228°K)到750℉ (672°K)之间。采用了液氮蒸发冷却器把结构冷却到发射前的状态;以闭路控制的红外线加热系统来进行加热。加热器划分为所谓“区”的若干块面积。并在每一个区里用一个控制热偶进行返馈。把模拟的和飞行的温度进行了比较,据此对模拟作了评定。热偶是按其功用或按其在试件上的位置分组如下:控制热偶、蒙皮热偶,桁条热偶和梁凸缘热偶。在模拟飞行的全过程中,最大的平均绝对误差对控制热偶是11℉(6°K),对蒙皮热偶是39℉(22°K),对桁条热偶是30℉(17°K),对梁凸缘热偶是48℉(27°K)。温度的精确模拟需要充分而适当地在控制区之间和在大热沉的边界之间使用挡板,控制区尺寸尽可能小,同时还要求细心地设计加热器。     

薄翼飞机部件气动特性试验研究

介绍了在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中开展薄翼飞机部件气动特性试验研究的概况。在M=0 60～2.25、α=-4°～12°、β=-5°～5°、副翼偏角δx=0°、方向舵偏角δy=-14°～22.5°、升降舵偏角δz=0°的试验条件下,采用不同于常规结构形式的部件天平,对某飞机垂尾气动特性进行了测量,并获得了可靠的试验结果。试验研究为同类飞机部件气动特性的准确测量提供了有效的技术途径。     

乘波外形高超声速风洞测力试验研究

介绍利用气动设计方法构筑3种乘波外形模型在高超声速风洞中气动力测量的结果。试验Ma数为4.94、5.93和7.96,基于自由流条件的单位长度雷诺数分别为2.2×107/m、1.9×107/m和1.2×107/m。试验给出这3种构型模型在迎角范围-1°~8°下的力和力矩特性。讨论了Ma数和迎角变化对气动力和压力中心的影响,同时着重比较了3种乘波外形的升阻比特性。