对“小不对称物体配平性能风洞实验研究”一文的异议

原文所述的实验方法和所列的结果都是正确的,但文中所写的数学方程和公式是不当的,本文对此提出了异议,供商榷。     

绕细长旋成体非对称涡非定常性的实验研究

详细地给出了尖锥头和椭球头细长旋成体大迎角绕流非对称侧向力的时均值和脉动值的实验结果,特别是检测了侧向力低频大振幅分量的脉动特性。实验结果表明,在迎角0°～40°范围内时均升力系数和阻力系数实验结果和由横流理论预测的结果基本一致,时均侧力系数存在的迎角范围及其最大值尖锥头明显大于椭球头旋成体。由侧力瞬时值的时间过程表明,细长体大迎角绕流非对称背涡具有明显的非定常特征(即使在中等迎角30°～40°情况下,绕流就表现为非定常的),反映在侧力系数过程线上是一个非周期的随机过程,由不同频率和振幅的分量组成。其中,低频大振幅分量由分离涡核的振动引起,中等频率分量由类似于Karman涡的脱落引起,高频小振幅分量主要由分离剪切层中的小尺度湍涡(eddies)和来流湍流度引起。实验还发现,虽然随迎角的增加,低频分量的振幅不断增大,但主频基本保持不变,对于尖锥体约1.0Hz,对于椭球体约2.0Hz。     

微通道流动转捩数值模拟

应用CFD计算软件ANSYS CFX对水力直径为0.4mm的矩形截面微尺度通道中的气体流动进行了数值模拟.采用了3种流动模型,即γ-Re_θt转捩模型、层流模型和剪切应力输运（SST）模型,并将模拟结果与实验结果进行了对比.模拟结果表明:层流模型及SST模型不具有预测转捩的能力;γ-Re_θt转捩模型捕捉到了临界雷诺数且摩擦因数相对误差在20%以下.在未达到临界雷诺数之前,通道后部已经出现局部湍流区,且局部湍流区随着雷诺数的增大而增大.壁面摩擦因数的最低点对应的流向位置与通道中前后湍流区的交结位置几乎一致.      

单边扩张燃烧室燃烧非对称及非稳态现象研究

为了探究单边扩张超声速燃烧室在不同当量比下出现的多种模态及其内在机理,通过实验和数值模拟,对该构型燃烧室在并联凹腔对称喷注的工况下进行了系统研究。实验中,隔离段来流入口马赫数为3.46,来流总温为1486K;采用乙烯作为燃料,当量比范围从0.26到0.51。结果表明:燃烧室工况随着当量比的上升而改变,且可分为三个模态。当量比较低时(0.26),形成只有剪切层内有火焰的对称燃烧。当量比较高时(0.51),形成上凹腔为凹腔内燃烧、下凹腔为剪切层燃烧的非对称燃烧。当量比适中时(0.4),火焰在上下凹腔间来回震荡。在非稳态过程中,预燃激波串沿燃烧室轴向做周期性往复运动,定量分析表明火焰震荡的频率约为170Hz。燃烧震荡来源于分离区喷注与燃烧的耦合效应,震荡机制与涡无关,可能是由声振机制引起的凹腔自激震荡。     

并联凹腔火焰稳定器超声速燃烧特性实验研究

为研究并联凹腔火焰稳定器的超声速燃烧特性,通过在凹腔上游喷注乙烯,采用单边扩张型燃烧室在当量比φ=0.43~1.07内进行了一系列直连式燃烧试验。模型燃烧室入口参数为Ma=3.46,总温Tt=1430K。基于燃烧室壁面静压分布、推力增益、燃料比冲和燃烧流场的可见光与纹影图像分析了并联凹腔在不同当量比下的火焰结构、流场特征和燃烧性能。结果表明,上、下壁面凹腔附近的流动条件差异显著,燃烧过程与当地流动条件之间的强烈耦合作用使得燃烧室内火焰分布显著不对称。发动机燃烧性能对当量比十分敏感,壁面静压水平和推力增益随当量比增加持续升高,但φ=0.43~0.62时的增加速率远大于φ=0.76~1.07时的。φ=0.43~0.62时,燃料比冲和燃烧效率随当量比增加而升高;而φ=0.76~1.07时,燃料比冲和燃烧效率随当量比增加而降低。     

另类战争2004年的十大恐怖袭击

进入21世纪以来，战争，正以非对称的形式展开，战场，就在和平环境之中。     

非对称投弹及非对称挂载补偿控制技术研究

针对战斗类飞机非对称投弹和非对称挂载这类情况,分析了投弹时横向扰动及纵向机动时横向耦合的机理,描述了其对飞行安全的威胁;通过引入所投弹质量、位置以及飞机法向过载,设计了非对称投弹/非对称挂载补偿控制律.仿真验证结果表明:该补偿控制律可消除上述两种情况下的横向扰动,有助于非对称投弹时飞机状态的保持,更重要的是提高了非对称挂载情况下着陆的安全性.     

2DPIV视场布置方案研究

针对大迎角旋涡三维分离流动空间速度场的测量,介绍了一种能够减小2DPIV实验透视误差的视场布置方案,并将该方案应用于大迎角前体非对称涡流动二涡区截面流场的研究中,比较SPIV和2DPIV同步测量结果的差异。实验结果表明,该视场布置方案能够将2DPIV所摄截面旋涡区速度分量u、v的透视误差由原来的14%、18%减小至5%以内(相对于来流风速V∞)。该视场布置方案可将2DPIV测量旋涡涡心的位置误差控制在流场结构空间分辨率的范围之内。     

细长体大迎角压缩性效应试验分析

采用尖拱细长体模型,在高速风洞中完成了压缩性对大迎角非对称流动影响的试验研究。试验迎角范围为10°～50°,M数范围为0.4～1.2。试验结果表明:压缩性对非对称流动的产生和发展过程不产生本质影响,但影响非对称的强弱和发展速度;当横流Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而增加,当Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而减弱;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响。     

旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究

本文利用长细比为3.0的尖拱形头部,其后为圆柱段,整体长细比为6.0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的ReD数效应及其分区性态的实验研究,其ReD数变化范围是0.6×105～13.3×105.文内首先研究和详细讨论了不同ReD数下非对称涡性态的分区特性;其次,为了研究湍流分离下过临界非对称涡流动的性态及其ReD数效应,本文发展了利用粘贴转捩带或转捩丝的人工转捩实验技术;在此基础上详细研究了过临界ReD数下非对称涡流动的性态包括流动的确定性、头部扰动周向位置变化引起非对称涡的演化规律以及过临界区的Re数影响规律.