文档介绍：北京航空航天大学航空科学与工程学院研究生实验课程选课手册(2013-2014学年)二零一三年八三、实验模块介绍流体力学实验I(实验技术)实验模块介绍目前,流体力学实验I(实验技术)共有实验模块7个,下面是这7个模块的介绍。:飞机标模染色液流动显示指导教师:郭辉流动显示是流体力学实验基本手段之一。水洞实验在这方面有独特优势。通过本次实验,学生可以掌握染色流动显示技术的基本原理、应用方法和实验过程中应注意的技术问题。同时,了解战斗机典型绕流现象和特性,包括机翼前缘涡(边条涡)、机头涡的形态、特征、涡系间相互作用,以及攻角影响等,并分析这些流动现象对飞机气动性能的影响。,模型采用超音速战斗机标模,在机头、机身、边条、机翼和尾翼等主要部件上布有共约40个染色夜孔。实验攻角从零度到60度,观测整机模型的边条涡、机翼涡和机头前体涡的发生发展变化特性,分析其对飞机气动性能的影响。:实验流体力学参考书:[1],2002[2]夏雪湔,,:油膜干涉法测量壁面摩擦应力实验指导教师:郭辉油膜干涉法测量壁面摩擦应力是一项现代先进测试技术,也是最有可能发展成表面摩擦应力测量风洞实验常规手段的一种技术。通过本次实验,学生能够掌握这项实验技术的基本技能。实验在D-1风洞中进行,采用半椭圆前缘的平板模型,实验风速取30m/s。实验中观测零攻角条件下的层流边界层壁面摩擦应力,并与理论估算结果比较。在此基础上,观测2度攻角下自然转捩条件下剪切应力的流向分布,以及观测不同公角下绕平板的典型流动特征。实验模型实验装置实验观测的典型干涉条纹先修课程:实验流体力学参考书:[1],,;Springer,2007:875-:细长三角翼表面压力测量实验指导教师:李岩细长三角翼一般指后掠角超过70°的三角翼,因其大攻角下明显的前缘集中涡结构(如图1)及该前缘涡引起的机翼摇滚等系列动态特性,而成为基础理论和实验研究中的常用模型。模型表面压力测量能够定量反映流场特性,是风洞实验中流场测量的基本手段。图1细长三角翼前缘集中涡结构本实验中,要求学生动手安装实验模型、检验气密性、操纵风洞风速和模型攻角等、采集压力数据及并后处理分析。学****低速风洞模型测压实验中的系列问题:如何准备测压实验、如何采集压力数据、如何后处理并分析压力数据,并对细长三角翼前缘涡随攻角依次产生的对称、非对称、破裂等变化特性有更形象的认识。本实验拟利用实验室新引进的动态温度补偿压力传感器(DTC)(如图2),在教育部重点实验室D4风洞,测量80°后掠细长三角翼前缘涡在不同攻角下诱导的表面压力。图2DTC压力传感器及采集主机D4风洞实验室是流体力学教育部重点实验室,建于2003年。是一座低速、低湍流度、低噪声回流风洞,××(长),开口(闭口)时最大风速约60m/s(80m/s)。在国内高校中属于尺寸较大、较先进的教学科研两用风洞。D4实验室配有张线支撑机构、攻角拉起机构、拉起锥动机构等多种模型姿态角操纵机构,有PIV测量系统、天平测量系统、摇滚运动测量系统等多种测量系统,有各种控制、采集和后处理程序。:三角翼、双三角翼等气动特性试验指导教师:白涛上世纪50年代以来对三角翼气动特性的实验和理论研究使人们对尖前缘平板三角翼前缘集中涡的形成和破裂的本质特性有了基本的了解。三角翼的升力系数与其前缘后掠角和迎角有关,在不大的迎角下,三角翼的背风面上会产生一对螺旋集中涡,此集中涡在中等迎角下表现非常稳定,同时该集中涡诱导出很强的吸力,由此前缘集中涡诱导的附加升力称为涡升力或非线性升力。本实验是通过对三角翼、双三角翼的测力试验和流动显示试验,了解不同后掠角、不同前缘形状的三角翼、双三角翼低速气动力特性和流态(流动特性随迎角的变化。了解三角翼、双三角翼前缘主涡,二次涡和尾涡的形成、发展和破裂对三角翼、双三角翼气动特性的影响。了解和掌握风洞测力试验、流动显示试验的基本技术和手段。纯三角翼双三角翼曲线三角翼利用风洞天平测力系统对三角翼、双三角翼进行测力试验。即,在一定的风洞流速下,当模型姿态达到预定攻角后做短暂停留,然后进行模型实验数据采集,当实验数据采集完毕后再进入下一个试验攻角。如此反复直到所有攻角数据测完为止。天平测力系统是由内式六分量应变天平、由信号放大器、A/D模数转换数据采集板和计算机构成测力天平信号数据采集系统。详见