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对 8 0°三角翼滚摆的非定常流场进行常规流动显示和定量流动显示即PIV测量 ,获得了对于引起和维持滚摆的气动机理的新认识 ,即引起和维持滚摆的气动机理不仅在于前缘分离涡相对翼面位置的动态迟滞特性 ,而且还在于前缘涡强度的动态迟滞特性 相似文献
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本文将一台TSI 9100-7型两分量激光测速仪改进为可测三个速度分量的LDV系统,并用于测量风洞中椭球体模型、双三角翼模型大迎角下的复杂流场三维速度分量。流场横截面内的速度矢量分布与相同实验条件下的流态显示结果相符合,并对涡流场加以分析。 相似文献
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三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究 总被引:5,自引:7,他引:5
对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为(76° 40°)的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动,振幅am=30°、60°和90°,缩减频率K=0.01~0.12,基于根弦长雷诺数Re=2.76×10^5~8.23×10^5。进行了六分量动态气动载荷测量,动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量,并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。 相似文献
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彩色氦气泡流动显示是一极好的新技术。在风洞中应用彩色氦气泡进行流动显示已于1984年3月在哈尔滨空气动力研究所实现了,获得了丰富多采的彩色迹线,摄制了清晰的彩色录象和彩色照片。不久之后,进行了轿车、面包车、高楼、船舵、鱼鳞波表面、细长体、圆柱体、降落伞和各种飞机模型的试验。 本文描述了彩色氦气泡流动显示技术,介绍了在风洞中进行流动显示的一般装置、基本原理和应用。 相似文献
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在一块粗糙平板的超音速尾流中(M数2.2),产生了卡门涡街。用光学方法研究了超音速卡门涡街。速度和速度扰动用多普勒激光测速仪测量。流场显示采用纹影和干涉法。尾流中的密度扰动用与高速照相机相连的马赫-蔡德干涉仪测量。涡的分离频率由激光干涉仪测量。 与在相同流动条件下光滑平板后的湍流尾流比较,涡街尾流较宽,平板底部压力较小。涡街的形状因子h/l为0.37,大于不可压流中圆柱体后涡街中的值。涡街的Str数为0.22。文中还讨论了边界条件对涡街的影响以及涡街与斜激波的相互作用。 相似文献
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低速三角翼滚摆试验研究 总被引:8,自引:6,他引:8
对80°和8O°/45°尖前缘平板三角器模型在低速风洞中进行滚摆试验,包括自激滚摆角时间历程测量,强边滚摆流动显示和翼面非定常压力测量。分析滚摆流动机理以及运动参数对涡流场的影响。 相似文献
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机翼滚摆非定常流场的PIV测量 总被引:4,自引:2,他引:2
对后掠角为 80°的三角翼模型在迎角为 α= 35°时的自激滚摆(w ing rock)非定常流场首次采用粒子图像测速仪 P I V( Particle Im age Velocim etry)进行瞬态全场速度场测量。对应的 Re数为 Re= 1.01 和211 ×105 ,自激频率为33 Hz 和39 Hz,滚摆振幅为±20°,测量截面为 X/ L = 0.525 和0775 。每幅图像计有 15128 个速度矢,空间分辨率为05m m 。图像采样频率10 Hz。测量结果表明,不仅三角翼前缘涡在模型滚摆运动时相对翼面位置的迟滞特性、而且涡强的动态迟滞特性是引起和维持自激滚摆的主要原因。 相似文献