瓷化涂料在隧道洞壁亮化中的应用

为提升隧道洞壁亮度,减轻驾驶员视觉及精神疲劳,提高隧道的安全系数,同时节约能源,以福永高速公路洋中隧道为例,探究分析了隧道内瓷化涂料的技术特性与涂装工艺,得出瓷化涂料通过物理反射原理来提升洞壁漫反射率和隧道洞壁亮度,有效提升了隧道内照明节能。

三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用

在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。

二郎山隧道洞壁位移应力测试与信息化施工

通过对川藏公路二郎山隧道洞壁收敛位移及围岩岩体二次应力的测试分析，提取信息，并及时反馈信息，从而完善设计、正确指导施工。

三角翼过失速非定常洞壁干扰修正

利用定常壁压洞壁干扰修正法算出的影响函数和洞壁最佳点测出的非定常壁压数值，进行低速风洞三角翼过失速非定常洞壁干扰修正。研究表明，非定常洞壁干扰修正有类似非定常空气动力的所谓滞迟环现象。非定常洞壁干扰修正量随频率增大开始增大，以后随频率增大而减小，呈现所谓“风洞谐振”趋势。在同样模型展长与风洞宽度之比条件下。

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布，模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用Ｎ－Ｓ方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场，ＧＢＭ０４Ａ模型在０．

跨声速三维非线性洞壁干扰的数值计算

分别以固壁条件和洞壁附近的压力分布模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件，利用Euler方程和N－S方程数值求解模型在风洞中的绕流场，得出洞壁干扰对跨声速模型统流和气动力的影响。初步的研究结果表明，该方法能较有效地模拟模型在跨声速风洞中的绕流场，经洞壁干扰修正后的GBM－04A模型在0．6m风洞中的试验结果与无干扰参考结果吻合较好。

通气超空泡洞壁影响及其比尺效应数值模拟

基于RANS方程,采用分相流模型和SST湍流模型,考虑了水-气两相之间的相互作用及重力效应,对通气超空泡的洞壁影响及其比尺效应进行了研究.研究了不同湍流模型对通气率的影响,通过数值模拟复现了通气超空泡在不同通气率条件下的发展过程,比较了水洞中不同模型比例和无界流场中在空泡形态和阻力上的差别.研究结果表明,小比例模型在空泡的长度和直径上都要大于大比例模型,但空泡的上漂程度要小于大比例模型,无界流场条件下的空泡的长度、直径和上漂程度都要大于有洞壁影响条件;在减阻效果方面,小比例模型的最大减阻比例偏大,无界流场条件下的最大减阻比例比有洞壁影响时偏小.

大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4~0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%~90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。

通气空泡流中洞壁效应对空化数和压力场影响的研究

文章在均质平衡多相流模型的基础上耦合输运方程型空化模型,通过求解混合介质的RANS方程、RNG k-ε湍流输运方程以及各相的质量输运方程,采用通用CFD软件—FLUENT数值模拟了水洞中带圆盘空化器航行体模型的定常通气空泡流动,研究了圆形截面闭式空泡水洞中洞壁效应对通气空化数和压力场的影响。得到的阻塞空化数线性正比于圆盘水洞直径比,且与三维圆盘自然空泡流的势流近似解基本一致,分析了洞壁效应作用下空化流场内的压力分布特点,并根据计算结果拟合了一定适用条件下通气空泡长度、最大直径和模型阻力系数的近似公式。

各种牙齿清洁剂对洞壁玷污涂层清洁的效果

牙齿修复充填前,窝洞的清洁处理会提高充填修复物及垫底材料与牙体硬组织间密合度。玷污涂层形成于预备后牙釉质和牙本质的切割面上,任何预备过程都会产生,其厚度约2—5μm。Serbro等(1986)体外研究表明玷污涂层的存在使复合树脂的抗张强度下降,Leidal等(1979)研究表明去除玷污涂层的复合树脂修复后无微泄漏,而未去除或不全去除者。

Nd:YAG激光处理洞壁对玻璃离子水门汀充填体边缘微漏的影响

本文采用染料渗入法观察Nd:YAG激光照射洞壁后,玻璃离子充填材料边缘微漏的变化。表明激光可使釉质形成许多微孔,增大接触面积,而且局部有机质和水份气化,有利于羧基与Ca^++络合作用,使玻璃离子充填体边缘微漏显著下降。

三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究

用两个几何相似大小不同的前缘后掠角 70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验 ,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞洞壁上最佳测压点的非定常压力。实验表明 ,三角翼模型在正弦俯仰振荡时 ,其吸力面动态压力以及洞壁上最佳测压点的非定常压力与三角翼模型上的法向力一样呈现迟滞环现象。模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,迟滞环幅度增大 ,动态压力绝对值增大。无论上仰或下俯 ,模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,三角翼模型吸力面涡破碎位置离前缘较远。风洞顶壁上最佳测压点非定常压力迟滞环方向与风洞底壁上对应最佳测压点非定常压力迟滞方向相反。风洞洞壁上最佳测压点非定常压力变化频率与模型正弦俯仰振荡频率一致 ,各最佳测压点间呈现时间延迟现象。

壁压法应用于高速风洞大迎角实验洞壁干扰的修正

本文提出了一种以洞壁附近控制面上实测的静压分布作为边界条件进行高速风洞大迎角实验洞壁干扰修正的方法。文中介绍了壁压测量、洞壁、模型及尾流的模拟等关键技术。一个实际算例表明本方法较为准确可靠,可应用于模型堵塞度不太大、迎角α≤25°、洞壁附近流动为亚临界的矩形透气壁试验段洞壁干扰的修正。

Nd:YAG激光照射龋洞壁的扫描电镜观察

目的 :观察脉冲Nd :YAG激光照射龋洞壁前后的形态学变化。方法 :选择近期拔除患有龋病牙齿 3 6枚 ,常规去腐质及制备洞型 ,用不同功率Nd :YAG激光照射洞壁后 ,扫描电镜下观察。结果 :扫描电镜下见激光照射前洞壁及洞底仍有蜂窝状及小孔隙样损害存在 ,部分区域可见到稀少的牙本质小管 ,照射后上述结构消失 ,呈熔融状 ,但遗留弹坑状损害。结论 :Nd :YAG激光照射能改变洞壁的表层结构 ,有预防继发龋的作用。

跨声速风洞模型试验非线性洞壁干扰修正方法研究

简要介绍了ＣＡＲＤＣ高速所结合风洞试验和ＣＦＤ两种手段，发展的跨声速三维非线性洞壁干扰修正方法。该方法采用Ｅｕｌｅｒ方程和Ｎ－Ｓ方程模拟模型的绕流场，以实测的跨声速透气壁附近的压力分布作为风洞流场的边界条件，数值求解模型的风洞流场和自由流场，由两者之差得到洞壁干扰对模型气动力的影响。通过流场可视化软件可直观方便地分析洞壁干扰对跨声速模型绕流的影响。该方法已应用于七个模型在几种不同风洞试验段中的跨声速洞壁干扰修正，结果令人满意。

非定常风洞洞壁干扰研究

在1m口径圆形截面低速风洞中用一组大小不同外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型,测量了模型作俯仰运动时的上表面的动态压力分布,研究了洞壁对模型表面动态压力分布的影响。在3m×2.5m矩形截面低速风洞中,用另一组外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型进行非定常测力试验,并测定了洞壁上有限测压点的动态压力,研究了模型大小对非定常壁压的影响和洞壁对模型非定常法向力系数的影响,并用混合法对大模型的非定常法向力进行了洞壁干扰修正,大模型的法向力系数修正结果与小模型的法向力系数基本一致。

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和SB03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。

等效动压洞壁干扰修正方法的研究与应用

带螺旋桨飞机模型风洞实验进行洞壁干扰修正时 ,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正 ,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响 ,并与壁压信息修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致 ,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响 ,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量 ,增加实验工作量 ;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础 ,考虑了螺旋桨滑流的影响 ,而且带螺旋桨飞机模型实验的迎角一般在中等迎角以下 ,不会出现像大迎角那样的分离特性 。

跨声速洞壁干扰研究述评

本文以近期国内外风洞试验结果说明了跨声速洞壁干扰研究的重要性，简述了国内外跨声速洞壁干扰修正方法，重点介绍了ＣＡＲＤＣ近年来在跨声速洞壁干扰研究方面的进展。最后，作者对国内的跨声速洞壁干扰研究提出了建议。

FL-23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响

本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8％、2.5％和1.4％。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。