首页>中文会议>其他>全国低跨声速空气动力学会议

全国低跨声速空气动力学会议

召开年：2003
召开地：苏州
出版时间： 2003-11-01

主办单位：中国空气动力学会

会议文集：全国低跨声速空气动力学会议论文集

会议论文

热门论文

全部论文

全选（0）

1.超临界机翼设计软件集成系统
- 付大卫;雷武涛;韩先锂
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：超临界机翼设计软件集成系统的研制开发,在国内航空界尚属首次.该软件集成系统根据工程应用的具体要求,将经过试验验证的只具有独立设计或流场分析功能的的数值计算软件集成为超临界机翼和增升装置设计软件两个子系统,共八大功能模块.每个功能模块具有一个主设计软件和若干辅助设计软件,可根据运输类民用飞机机翼气动力设计要求,进行从超临界翼型设计开始直到超临界机翼及增升装置设计分析的超临界机翼设计全过程,得到符合机翼气动力设计要求的超临界机翼及增升装置设计结果.软件集成系统具有强大的前后置图形处理功能,友好的交互式人机界面,网络使用功能和在线帮助功能,可直接应用于飞机型号设计.
2.超音速飞航导弹气动加热数值模拟
- 杨进军;周丹杰;张元静
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：利用FLUENT软件对某超音速飞航导弹全弹的气动加热进行了数值模拟.结果表明,气动加热对导弹内外壁面的温度有很大的影响.计算结果规律正确,数值合理,可以作为导弹结构设计和材料选择的参考.
3.超音速进气道与弹体一体化外形研究
- 周丹杰;东海宁;李博;梁德旺
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：通过数值求解N-S方程和风洞测力试验,研究了超音速进气道的布局、剖面形状及几何参数对全弹气动力和进气道内流的影响.结果表明:细长旋成体弹身背风面和侧边不宜安放进气道;矩形进气道能够产生涡升力,升阻比明显高于半圆形进气道,而且内部流动接近二维流动,流场畸变及流动损失情况均比半圆形进气道要好;矩形进气道横截面积增加,对升力系数影响不大,但阻力系数增加明显;其高宽比增加,升力系数增大,阻力系数减小.
4.气压高度试验方法研究
- 杨辉
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文介绍了利用模型表面的压力测量值经计算求出来流静压的方法和试验结果.文中涉及的计算方法为多元回归法,对试验所得压力数据进行处理,可拟合出多个不同参变量下的静压P∞的多元方程,从中选取一组较精确的作为计算公式进行验证试验,结果表明采用该方法测量静压具有较高的精度.
5.全弹进气道一体化减阻特性试验研究
- 陈强
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：为了研究全弹进气道一体化布局的减阻特性,在FD-06风洞中,进行了不同进气道形状、位置、锥角和数目以及其它不同部件对全弹阻力特性的影响试验.结果显示,进气道锥角和数目对全弹阻力特性的影响较大,选择合适的进气道锥角和数目可有效的减小全弹阻力.
6.日本NAL风洞技术开发中心简介及1米×1米超声速风洞技改情况
- 朱孝业
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：日本NAL是Nation Aerospace Laboratory的英文简写,中文称日本国立航空宇宙技术研究所.它是在1955年7月为振兴日本战后的航空工业而成立的.本文简单介绍了其体制变更的情况,重点介绍了2001年4月以后NAL由国家科研单位转变为具有独立法人权的研究所,进行市场化运作,从而使其中的用于气动力研究的风洞,重新组合成风洞技术开发中心(WINTEC),由中心长直接领导,下设8个部门,管理NAL现有的大小14座风洞中的9座主要风洞.其中1m×1m超声速风洞,M数范围为1.4~4.0,建于1961年,主要是为日本宇航事业服务.本文着重介绍NAL的1m×1m超声速风洞的技术改造情况,其先进的技术改造工作对我国风洞设备的改造很有参考价值.文章给出了1m×1m超声速风洞等多幅风洞外形图,以及电动多千斤顶系统简图与多幅有用的流场校测曲线.
7.双发双立尾战斗机模型推力转向干扰特性研究
- 黄勇;姜裕标;尹达;沈礼敏
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文简要介绍了CARDC-Φ3.2m亚声速风洞大攻角推力矢量转向试验系统的组成、结构和特点,以及利用PIV技术进行空间流场测量的相关情况.给出了一双发双立尾战斗机模型推力转向作用下干扰气动力的测量和空间流场测量的结果,并进行了简要的讨论.结果表明,推力转向对该布局模型的俯仰力矩特性和相对应状态的模型空间流场尤其是平尾流场产生显著影响.
8.双发战斗机跨超声速测力试验方案设想
- 秦永明;张江
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：针对双发战斗机,尤其是喷管宽间距双发飞机在跨超声速测力试验中支撑方式较为困难的情况,提出了一种利用双尾支杆进行试验的支撑方式,并对其可行性、双尾支杆影响修正和双发战斗机内阻测量等问题进行了一定分析论证.文章认为对于双发战斗机跨超声速测力试验采用双尾支杆是一种简单可靠的支撑方式.
9.应变天平地轴校、体轴校对比的一些问题
- 王金印
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：为了评价和鉴定新的体轴系加载的校准设备,用五台天平和六个模型进行了两种校准设备、两种校准方法的对比试验,本文给出了两种天平公式用于处理风洞测力数据结果的差异,分析了其原因,对两种设备和方法进行了评价.
10.转捩对超临界机翼压力分布的影响分析
- 陈迎春;司江涛;韩先锂;魏剑龙
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：介绍了风洞试验中常采用的前置转捩和后置转捩的特点以及使用中的限制,通过某超临界机翼的试验与数值计算压力分布的比较,重点分析了不同位置的固定转捩对机翼压力分布的影响,并对机翼测压中所出现的问题做了分析.通过对高雷诺数风洞试验结果的研究,讨论了低雷诺数风洞中利用自由转捩技术模拟高雷诺数情况下机翼压力分布问题.
11.FL-1风洞SDM标模俯仰、滚转阻尼导数测量实验技术研究
- 李智雷;王志川
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文介绍了在FL-1风洞开展的动导数测量实验技术研究成果,包括实验设备、实验原理、测试系统、数据处理和实验数据分析.实验马赫数为0.4、0.6、0.9、1.2;迎角为-5°~10°;振动频率8.33~35Hz;减缩频率0.018~0.07;实验雷诺数为0.78×10<'6>~1.82×10<'6>/米;实验测得了SDM标模俯仰、滚转阻尼导数,并研究了阻尼导数随马赫数、迎角、减缩频率的变化关系,以及不同的滤波周期对阻尼导数的影响.此外还进行了重复实验.实验结果表明:目前的阻尼导数测量数据稳定,与国内外文献数据具有很好的一致性.
12.FL-2风洞外挂物分段测量实验技术
- 赵长辉;王世红
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文简要介绍了FL-2风洞导弹及导弹发射架集中载荷与分布载荷测量实验技术.该项实验技术成功解决了导弹及发射架各段的变形控制和各段之间的间隙控制以及各段天平彼此之间受力传递等技术难题,并采取了有效措施提高了外挂物天平的测量精度,实验得到令人满意的结果.导弹及发射架集中载荷与各段的分布载荷累加结果趋势一致,量值吻合;对于导弹ΔCz1≤0.02,Δmy1≤0.002;对于发射架ΔCz1≤0.008,Δmy1≤0.005.
13.NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究
- 李亚臣;王晋军
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：在风洞和水槽中通过测压、流动显示和PIV等多种实验手段,系统地研究了NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性,深入研究了安装角、安装位置、锯齿形状以及Re数等的综合影响,得到决定其增升特性的主要因素为其有效迎风面积,其最佳应用方式为在中高升力系数情况下以接近90°安装角安装在尾缘处;率先全面揭示了Gurney襟翼增升机理,即交替脱落的卡门涡街改善了翼型尾部的流动和边界层特性,导致翼型总环量增加,升力因而增加.
14.边界层转捩红外热图测量试验技术研究
- 王勋年;陈鹏;耿子海
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：实现了低速风洞中翼面大面积均匀加热技术,翼面静态温度精度在红外热像仪的测量精度范围内.采用了二维数值滤波和拟合技术降低环境噪声对温度测量精度的影响,对因偏离红外热像仪轴线引起的测量误差进行了修正.研究了红外热图的转捩判断方法,由温度导数最大值确定的转捩点位置精度优于其它判断方法,这种判断方法对于转捩位置的相对量测量更为合理.研究了静态翼面温度对转捩位置的影响,试验结果表明:在翼面温度与环境温度差不是很大的情况下,翼面温度对转捩的影响可以忽略不计.
15.测量最大铰链力矩的有效模拟技术研究
- 陈丽
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文给出了提高测量飞行器操纵面最大铰链力矩试验数据精准度方法的研究结果.在较小口径风洞中进行长细比很大的飞行器操纵面铰链力矩试验时,为了使飞行器直径和操纵面尺寸有所增大,适当放大模型缩比,将飞行器升力面以前的弹身等直段部分截短,截短后的模型长细比应保证为一定值,且保证前翼与操纵面之间的距离不变.研究结果表明:将细长飞行器升力面以前的弹身等直段适当截短对尾舵的气动特性影响很小,这对于提高测量细长飞行器操纵面最大铰链力矩的精准度有十分重要的意义.
16.高速风洞飞机外挂物部件气动特性试验研究
- 李熙佩
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果.在M=0.60~1.50、α=-4°~16°、β=0°~5°的试验条件下,利用两台内式五分量天平,对某飞机干扰流场下的该机左右侧机翼翼下某导弹弹翼、尾舵的气动特性进行了测量,并获得了其可靠的气动特性.试验研究为飞机外挂物部件气动特性的获得提供了有效的技术途径.
17.固定式受油管噪声研究
- 胡萍;王宇;罗乖林
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：空中加油能力几乎已成为现代战斗机必备的标志之一,在某型机加装固定式受油装置后,飞行员反映座舱内出现难以忍受的噪声.本文就是针对该问题开展攻关研究的成果,其特点在于:综合了风洞试验和试飞等空气动力学研究手段,对加装部件的周围流场进行了全面地研究.
18.光学压敏涂料测压技术开发
- 张孝棣;贾元胜;马洪志;肖亚克
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：PSP技术是风洞试验中表面压力测量的新手段.本文叙述了该技术的原理和系统概况,压敏涂料研制,光学压敏涂料测压设备和有关软件的研制以及在跨音速风洞中的对比试验,给出了试验典型结果与分析.
19.国外新概念风洞与某些试验技术发展概述
- 战培国
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备,是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施.为了适应新世纪航空航天发展的需要,世界发达国家加强了风洞研制和建设,一些新技术也在大型生产性风洞得到应用.本文简要介绍了国外风洞试验领域的某些新变化.
20.涵道构型高速减阻特性初探
- 程克明;伍贻兆;王江峰
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文摸索了涵道构型的减阻效果.运用风洞试验和数值模拟手段,对一种小后掠的翼身组合体构型在机翼开设不同涵道时的亚、跨、超声速气动特性进行了研究,给出了不同条件下的阻力和其它气动力的对比情况.结果表明,涵道构型的减阻潜力及其综合特性是令人满意的.
21.2.4米风洞飞行器抖振边界试验技术研究
- 陈忠实
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文介绍该项研究的目的、要求、研究内容、试验条件及试验方法.文中简单介绍了半模和全模两期抖振试验的主要结果,提及了研究中存在的不足和将来研究应改进或加强的工作.文章结论认为:该研究的抖振、测力、测压数据,其量值可靠、规律合理,有高的可信度.风洞流场的非定常品质好,抖振边界测量精度高,且有大Re数的优势,更适合飞行器的抖振特性试验和研究.
22.2.4米跨声速风洞大攻角试验技术初步研究
- 吴军强;王元靖
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成.调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数进行了动态调试.调试结果表明:机构的实际指标达到并局部超过了设计指标;大攻角标模(CT-1)以及型号模型试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度基本相当.标志着2.4米风洞大攻角机构研制取得了初步成功.
23.8400电子压力扫描系统在FD-06风洞中的应用
- 陈良泽;刘书伟
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：美国PSI公司开发的8400电子压力扫描系统作为一种高速高精度多用途的自动测量仪器,在风洞试验中具有很高的使用价值.本文概述该系统的结构性能和在FD-06风洞中的应用.
24.FD-06风洞进气道试验技术改进
- 燕军龙;刘书伟
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：改进后的FD-06风洞进气道试验技术采用SPI8400电子扫描阀数据采集系统和进气道锥体闭环测控子系统,提高了测控速度、精度和准度,提升了系统的自动化程度,缩短了吹风时间.
25.FD-06风洞扩散段计算机控制方案
- 侯逸青;董立君
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：亚跨超声速风洞(FD-06)的控制系统进行了多项技术改造,提高了测控系统的控制精度.本文概述了亚跨超声速风洞(FD-06)超声速扩散段的计算机控制的具体实现方案.
26.弹射座椅支架干扰研究
- 周胜;华尚钟;王辉
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文对弹射座椅试验"Γ"形机构支架干扰及"Γ"形机构侧支撑(左、右)、背支撑方式试验结果进行定量分析,结果发现:"Γ"形机构支架干扰量很小,和座椅模型、假人装拆带来的试验结果上的差异量相当,所以弹射座椅试验进行"Γ"形机构支架干扰修正没有意义;侧支撑可以在弹射座椅模型迎角0°~360°范围,侧滑角0°~-180°和0°~180°范围进行试验,而背支撑方式只能在小角度下进行试验,所以弹射座椅试验采用"Γ"形机构侧支撑方式是一种很好的试验手段.
27.多体分离抛撒初条件与分离特征参数
- 杨益农;贾区耀
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：风洞自由飞子弹(或壳体)抛撒近十次的实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性的影响;为此设计部门也采取了"戴帽"措施;但理论计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题.常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度.分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力.多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的.
28.二维舵面绕流的N-S方程数值计算研究
- 陈迎春;段卓毅;陈晓东;赵克良
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文基于结构化网格,应用Baldwin-Lomax湍流模型进行绕舵面流动的二维N-S方程数值模拟,将部分计算结果与风洞试验结果进行了对比分析研究,分析了计算方法的可靠性和计算结果的合理性.为开展三维舵面绕流的N-S方程数值模拟和铰链力矩数值计算研究奠定了基础.
29.高速大攻角试验的尾支杆干扰分析
- 贺中
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：采用尾流N-S方程为控制方程,使用重叠网格技术,对歼击机外形模型在M=0.6时的大攻角试验下的尾支杆干扰进行了数值模拟和试验研究,得到了该模型在高速试验时的尾支杆干扰影响量级,并对尾支杆干扰进行了初步分析.
30.高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究
- 李其畅;伍开元;郑世华;徐永长;黄存栋;王涛
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一.本文介绍了在CARDC的FL-21与FL-24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统.该系统包括:FL-21与FL-24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统.该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据.试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大仰角俯仰运动的动态气动特性.
31.横向喷流引起的三维复杂干扰流场结构研究
- 闫宝琴;李素循;许能喜
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量结果和纹影、油流等实验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图.
32.后掠激波/附面层干扰动态特性试验研究
- 胡成行;蒋卫民;黄叙辉;周文军
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：采用阵列式脉动压力测量,研究了十个压缩角模型在M=2~3时产生的激波/附面层干扰的动态特性.定常试验结果表明压缩角模型产生的激波/附面层干扰可分为柱形干扰和锥形干扰两类,而本项研究则进一步证实其动态特性也呈现柱形或锥形特性;间歇区内存在高幅低频脉动压力,且随模型后掠角增大或流向压缩角减小而减小;但随着M数增高,柱形干扰区的脉动压力减小,而锥形干扰区的脉动压力增大.对于锥形干扰,无粘激波的平均激波强度是控制其干扰特性的主要因素.
33.后掠翼下炸弹气动特性试验研究
- 李熙佩
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：为获得某后掠翼飞机机翼下不同外挂形式的单独炸弹/炸弹组合体气动特性,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了试验研究.在M=0.60~0.95,α=4°~14°,β=-6°~6°条件下,采用7台外挂天平对炸弹/炸弹组合体模型进行了测量.结果表明:所得炸弹/炸弹组合体气动特性变化规律合理,量值可信;飞机后掠翼和机身带来的侧洗流动使炸弹在零侧滑时存在较大的横向气动载荷;各炸弹不仅受到飞机的侧洗和下洗影响,而且各弹之间的相互干扰也非常严重.
34.基于非结构网格数值模拟的气动载荷计算研究
- 王世安;周喜军;尹贵鲁
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：获取飞机气动载荷通常要进行全机测力、部件测力、全机测压等实验,通过实验结果,对飞机参数的仿真模拟,对实验结果的插值、修正、积分等,最终获得气动载荷,而在飞机的初步设计阶段和经费缺乏的情况下不可能进行大量的实验,但需要计算飞机的载荷和寿命.笔者利用基于非结构网格的数值模拟方法来确定飞机的气动载荷,且对于目前不太容易计算准确的偏转舵面的情况的气动载荷也进行了数值计算,将计算结果与部件测力和全机测压结果进行了比较,收到较好效果.
35.建造中的我国低速增压风洞
- 范洁川;于涛
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文论述了在我国建造低速增压风洞的必要性;介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状;提出了衡量现代生产性风洞性能的标准;给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键.
36.进气道低速特性试验技术研究
- 高静;郝卫东;闫永昌;秦凤波;李斐
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL-8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根三种进气形式的进气道模型风洞试验对新研制的进气道试验设备和相关试验技术进行了验证.试验结果表明,在零速度和大迎角、大侧滑(α=60°,β=20°)低速来流下,利用多喷嘴引射器引射可以很好地实现各种进气道模型内流场的模拟,保证进气道工作线与发动机工作线相交.
37.民机低速风洞测力试验技术研究
- 郝卫东;司永昌
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一种低速测力试验技术,该项技术为了达到国际先进测量水平,先后成功研制了专用的应变天平,改进了支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行试验验证.
38.某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究
- 陈斌
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文根据某型飞机存在的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,分析了再现该问题的原因,提出了解决问题的方向与措施,最后通过风洞试验验证,以较小的代价成功的解决了飞机的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
39.某子弹尾翼超声速测力风洞试验研究
- 张江
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：在M=5,α=0°~27°的范围内,进行了子弹尾翼在打开时所受力和力矩的试验研究.成功地测量了子弹的尾翼在打开时所受的气动力,为此类大尾翼翼面受力的准确测量提供了有效的试验手段.结果表明:在试验条件下,测量翼处于后掠45°状态、φ=60°时测量翼所受的C<,N>出现了最大值.不同的后掠状态对测量翼的C<,N>影响不大.测量翼处于垂直状态时所受C<,A>最大.
40.喷口结构对侧向喷流作用特性
- 龚军锋;程克明
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文研究了一种翼身组合体构型在亚、跨、超声速条件下的几种侧向喷流作用情况.通过在构型的不同部位开设喷口,实验观察了喷口布局、喷流动量比及来流马赫数等对喷流作用的影响.结果表明,马赫数和喷口布局均有显著影响,但本文定义的、用来度量相互作用特性的喷流增益因子却基本与动量比无关.此外,对比分析了单独体构型和翼身组合体构型上的作用特性之差异,进一步揭示了主流、喷流在二者相互作用中的地位和影响.本文结果对认识侧向喷流干扰特性、开发高效喷流姿态控制技术有一定参考意义.
41.微型飞行器关键气动技术问题研究
- 刘铁中;张国友;刘翠萍;王洪岩;李玉侠
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文主要利用风洞常规测力和流态显示试验技术研究微型飞行器在低雷诺数下的气动力特性,并对试验结果进行了分析和讨论.同时也研究了提高在低雷数条件下测量结果精度的风洞实验技术.另外支杆对试验结果的影响也在论文中进行了分析和讨论.
42.尾撑大迎角试验技术研究
- 王勋年;祝明红;张钧;孙传宝
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：本文介绍了在4米×3米低速风洞利用尾撑方式进行某飞机模型低速大迎角风洞试验的情况,对分阶段进行飞机低速大迎角风洞试验存在的数据衔接性问题做了简要的分析,研究表明,该试验技术可用于飞机大迎角风洞试验,但支架干扰的扣除还需作进一步的研究.
43.纹影技术在侧后向喷流中的实验研究
- 王福华;王超;孙继兵
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：在风洞试验中采用纹影照相和压力分布相结合的试验方法,确定了侧后向喷流复合增程技术中的喷咀—模型之间间隙大小对表面压力的影响.通过二元尖劈模型在M=2.0、ε=0及ε=88条件下进行了不同喷咀周围缝隙时有无侧后向喷流的对比实验,获得了定量结果.在喷流口前后模型表面压力分布与喷流在弹体表面产生激波的纹影照片的比较,为侧后向喷流实验模型分立式布局设计提供了实验依据,也为侧后向喷流复合增强技术研究的试验装置设计打下了良好的基础.
44.细长旋成体大迎角流动非对称性的声激励控制方法研究
- 范召林;王元靖
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：通过测压、油流、粘贴转捩带、热线频谱采集及声激励控制等一系列试验,讨论了Re数、转捩带对流动非对称性的影响,分析了细长体大迎角非对称流动的特点.重点对声激励控制流动的非对称性的效果进行了详细分析,提供了有无声激励时功率谱和相关系数的变化情况,并提出了所支持的细长体流动非对称性产生机制的流场的空间动力不稳定性观点.最后阐述了声激励控制流动非对称性的机理.
45.巡航导弹风洞试验阻力测量研究
- 杜绵银
- 《全国低跨声速空气动力学会议》 | 2003年
摘要：巡航导弹风洞试验阻力的准确测量对导弹的飞行性能估计具有重要地位.通过对影响风洞试验阻力测量的风洞支架干扰、进气道流量系数控制及弹翼人工转捩位置等主要因素的研究,提高了风洞试验数据的准确性及可靠性.