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基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术研究
1
作者 杨乐杰 吴继飞 +3 位作者 李国帅 黄辉 陈华伟 李达 《宇航学报》 北大核心 2025年第6期1102-1110,共9页
发展高效、准确的转捩测量技术对于提升飞行器性能具有重要意义。针对当前国内低温风洞温敏涂料(TSP)转捩测量变来流总温方式试验成本高、测量误差大、连续测量能力低等问题,建立了一种基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术。通过优选... 发展高效、准确的转捩测量技术对于提升飞行器性能具有重要意义。针对当前国内低温风洞温敏涂料(TSP)转捩测量变来流总温方式试验成本高、测量误差大、连续测量能力低等问题,建立了一种基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术。通过优选改进电加热涂层基体材料、设计布置功能层、控制TSP涂层荧光探针配位模式及配体能级分布,解决了电加热涂层与TSP涂层耐低温及两者相容性的问题,并开展了地面性能测试及低温风洞验证。地面低温试验箱结果表明:110~323 K宽温域环境下,电加热涂层表面无开裂;样件通电后温升10℃时间小于3 s,温升效率较好。低温风洞验证结果表明:电加热方式与变来流总温方式获得的转捩位置具有良好的一致性,差异在0.5%之内;与传统变来流总温方式相比,电加热方式单个试验状态获取清晰转捩图像时间从30 s减少到了5 s以内,极大地缩短了试验周期、降低了成本。 展开更多
关键词 转捩测量 电加热涂层 温敏涂料 低温风洞试验
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基于DMD方法的旋翼流场分解与重构
2
作者 郑泓弟 赵大志 +4 位作者 李伟斌 刘钒 肖中云 马率 牟永飞 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第3期110-119,I0002,共11页
模态分解是快速识别流场关键特征并有效提取流场主要信息的重要技术手段。旋翼飞行器的流场具有强非定常、非线性的特点,通常比固定翼飞行器的流场更加复杂,然而,传统的模态分解−本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方... 模态分解是快速识别流场关键特征并有效提取流场主要信息的重要技术手段。旋翼飞行器的流场具有强非定常、非线性的特点,通常比固定翼飞行器的流场更加复杂,然而,传统的模态分解−本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法分解得到的模态中包含多种流动频率,难以准确地捕捉旋翼流场的动态特征。为了深入认识旋翼流场的流动特征和演化规律,将动力学模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)方法引入到旋翼流场的分析中,基于国家数值风洞HeliX软件,开展了Robin机身干扰模型的旋翼流场仿真,完成了DMD方法在旋翼流场中的分解与重构。获得了旋翼流场中各阶流动模态及其频率和增长特性,分析各阶模态所包含的流场信息的同时,建立了旋翼流场的降阶模型,进一步总结了悬停状态下流场重构误差在样本内和样本外的变化情况,以及模态数量对流场重构的影响规律。结果表明,DMD方法能够有效提取旋翼流场的主要特征,且能保留流场主要信息实现重构,可为旋翼涡系演化规律与干扰机制提供方法支撑。 展开更多
关键词 动力学模态分解 旋翼流场 流场分解与重构 误差分析
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基于PIV的冲压发动机喷管推力的重构测量方法
3
作者 刘顺 孔祥瑞 +2 位作者 徐惊雷 高波 刘海龙 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第10期3385-3391,共7页
冲压发动机喷管推力系数的准确测量十分重要。传统的测力天平受环境噪声等外界因素的影响较大,因此,考虑通过测量喷管出口截面的速度、压力和密度分布,直接根据定义获得推力系数。以典型过膨胀状态下单边膨胀喷管的复杂超声速内流场为... 冲压发动机喷管推力系数的准确测量十分重要。传统的测力天平受环境噪声等外界因素的影响较大,因此,考虑通过测量喷管出口截面的速度、压力和密度分布,直接根据定义获得推力系数。以典型过膨胀状态下单边膨胀喷管的复杂超声速内流场为研究对象,提出一套基于粒子图像测速(PIV)的多物理场和推力系数的非接触式重构测量方法。通过PIV虚拟实验,综合评估了所提方法的理论精度。结果表明:基于PIV测得的多物理场,利用定义式直接测得的喷管推力系数约为0.779,相比于参考值0.771,相对误差仅为1.04%,从而验证了所提方法的可行性和准确性。 展开更多
关键词 粒子图像测速 冲压发动机喷管 过膨胀 推力系数 重构测量
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大梯度低速流场中五孔探针测量误差修正方法研究
4
作者 谢金伟 郭涛 +1 位作者 张京 刘存良 《实验流体力学》 北大核心 2025年第5期11-18,共8页
为探究大梯度流场中五孔探针的失真特性,建立了用于修正速度梯度(Δv/v)所引起的测量误差的数据处理方法。基于五孔探针测量原理,研究了梯度流场中,气流角和梯度大小对五孔探针测量误差的影响,提出了减小测量误差的修正方法,并通过实验... 为探究大梯度流场中五孔探针的失真特性,建立了用于修正速度梯度(Δv/v)所引起的测量误差的数据处理方法。基于五孔探针测量原理,研究了梯度流场中,气流角和梯度大小对五孔探针测量误差的影响,提出了减小测量误差的修正方法,并通过实验验证了该修正方法的准确性。研究结果表明,探针的速度测量误差远小于角度误差,在研究的梯度范围内(Δv/v=-0.3~0.3),通常可忽略;探针角度测量误差通常较为显著,其大小不仅受速度梯度的影响,还与气流角有关。实验结果证明,本文提出的基于梯度和气流角的修正方法能有效减小角度测量误差。 展开更多
关键词 大梯度流场 五孔探针 失真特性 修正方法
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高焓激波风洞有效试验时间标定研究
5
作者 孔小平 陈卫 +3 位作者 罗仕超 吕明磊 屈涛 吴里银 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期1-7,共7页
为准确获得高压氢气驱动空气运行的激波风洞高焓流场有效试验时间,针对50 MPa氢气驱动0.1 MPa空气的激波风洞运行工况,分别采用高频压力传感器技术、高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术,结合CFD数值模拟,对激波风洞高焓运行过... 为准确获得高压氢气驱动空气运行的激波风洞高焓流场有效试验时间,针对50 MPa氢气驱动0.1 MPa空气的激波风洞运行工况,分别采用高频压力传感器技术、高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术,结合CFD数值模拟,对激波风洞高焓运行过程及试验流场的有效试验时间进行了标定研究。结果表明:驱动段的高压氢气和被驱动段的空气在接触区域发生燃烧,导致激波管局部区域温度显著升高,燃烧产生的水扩散到低压段的空气中,对试验气体造成污染,从而缩短激波风洞有效试验时间;高频热电偶技术和高频TDLAS的水组分测量技术能够有效识别氢气/空气接触面到达时刻,实现激波风洞高焓流场有效试验时间的定量化测量,试验测得Φ2 m激波风洞在上述运行工况下,马赫数10流场的有效试验时间为2.6 ms。 展开更多
关键词 氢气驱动 激波风洞 高焓流场 有效试验时间 定量化
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飞机翼面冰的结构建模与弹性模量预测
6
作者 汤林 孟宣市 +2 位作者 刘蕊迪 顾兴士 易贤 《航空学报》 北大核心 2025年第20期189-199,共11页
飞机飞行过程中过冷水撞击低温表面结冰是典型的动态相变过程,形成的翼面冰内包含气泡孔隙,严重影响翼面冰弹性模量。然而,现有研究对翼面冰弹性模量的定量研究不足,难以为适航取证中翼面冰断裂脱落危害的评估提供依据。研究了过冷水滴... 飞机飞行过程中过冷水撞击低温表面结冰是典型的动态相变过程,形成的翼面冰内包含气泡孔隙,严重影响翼面冰弹性模量。然而,现有研究对翼面冰弹性模量的定量研究不足,难以为适航取证中翼面冰断裂脱落危害的评估提供依据。研究了过冷水滴撞击低温表面形成的翼面冰的弹性模量,尤其是孔隙率、孔隙形状(以球度表征)等参数对其弹性模量的影响。基于结冰风洞中模拟的实际飞行环境,针对不同马赫数(0.21~0.32)下的翼面冰样本,通过单轴压缩试验测量了其弹性模量。结果表明,翼面冰的弹性模量与孔隙率高度相关,孔隙率越高,弹性模量各向异性表现越明显。提出了一种基于孔隙率和孔隙球度的弹性模量预测模型,能有效模拟不同结冰条件下翼面冰的弹性模量变化。研究结果可为翼面冰的弹性模量预测及断裂脱落危害评估提供理论支撑。 展开更多
关键词 翼面冰 孔隙率 孔隙形状 各向异性 弹性模量
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表面剪应力敏感膜传感技术及其低速风洞验证实验
7
作者 冯文跃 陈爽 +3 位作者 严来军 李斌成 周大唐 陈晓栋 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期19-27,共9页
本文介绍了表面剪应力敏感膜传感技术的基本原理和主要优势,结合典型案例阐述了表面剪应力敏感膜在水洞、低速风洞和高速风洞中的应用。对该技术的测量方式和数据处理方法进行了优化,在中国空气动力研究与发展中心0.8 m×0.6 m低速... 本文介绍了表面剪应力敏感膜传感技术的基本原理和主要优势,结合典型案例阐述了表面剪应力敏感膜在水洞、低速风洞和高速风洞中的应用。对该技术的测量方式和数据处理方法进行了优化,在中国空气动力研究与发展中心0.8 m×0.6 m低速风洞中,将自制表面剪应力敏感膜应用于高速列车缩比模型风洞验证实验,得到了不同速度条件下的平面剪应力分布云图,对云图特征和数据重复性偏差进行了分析。研究结果表明:自制简化表面剪应力敏感膜(剪切模量为1224.82 Pa)可精确测量局部平面的表面剪应力分布,在3~13 Pa范围内的重复性优于0.4%,验证了优化后的表面剪应力敏感膜传感技术在一定范围内具有优异的稳定性和重复性。 展开更多
关键词 表面剪应力敏感膜 表面剪应力分布 低速风洞 重复性
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飞机结冰冰形测量方法研究进展 被引量：25
8
作者 易贤 王斌 +1 位作者 李伟斌 郭龙 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期13-24,共12页
不同气象环境下飞机部件的结冰外形是飞机结冰研究不可缺少的内容,它对开展结冰气动分析、结冰防护设计、结冰飞行操作和结冰适航取证等研究具有重要意义。结合国内外冰形测量技术发展现状,从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别... 不同气象环境下飞机部件的结冰外形是飞机结冰研究不可缺少的内容,它对开展结冰气动分析、结冰防护设计、结冰飞行操作和结冰适航取证等研究具有重要意义。结合国内外冰形测量技术发展现状,从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别介绍了现有冰形测量技术的操作流程及测量原理,系统分析总结了各自存在的优缺点。在此基础上,结合飞机结冰和结冰风洞试验的特点,归纳了冰形测量技术下一步发展面临的挑战,包括全类型结冰的精确测量、结冰全貌三维测量和结冰生长过程实时测量等,同时,从基础测量手段与数值计算融合发展的角度,展望了冰形测量方法未来的发展趋势。 展开更多
关键词 飞机结冰 结冰风洞 冰形测量 接触测量 非接触测量
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航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展 被引量：26
9
作者 马楠楠 陶春虎 +1 位作者 何玉怀 刘新灵 《航空材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期44-49,共6页
近几年航空发动机叶片失效分析的统计表明,叶片失效多由离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起。总结现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法的优缺点,并分析其在评价航空发动机叶片多轴疲劳时存在的问题。重点介绍目前国际... 近几年航空发动机叶片失效分析的统计表明,叶片失效多由离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起。总结现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法的优缺点,并分析其在评价航空发动机叶片多轴疲劳时存在的问题。重点介绍目前国际上最新研制的可有效模拟发动机叶片受力状态的拉伸-弯曲振动多轴疲劳试验方法。建议尽快建立适合我国航空发动机叶片的多轴疲劳试验系统。 展开更多
关键词 叶片 失效分析 多轴疲劳 试验方法
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内埋式弹舱流场特性及武器分离特性改进措施 被引量：35
10
作者 吴继飞 罗新福 范召林 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第10期1840-1845,共6页
为改善内埋弹舱的流场特性以及内埋武器分离特性,采用在弹舱前缘悬细金属条的方法对弹舱流场进行流动控制,并在高速风洞中进行了试验研究。通过分析舱底静态压力试验结果以及脉动压力试验结果,研究了武器模型处于不同分离位置时流动控... 为改善内埋弹舱的流场特性以及内埋武器分离特性,采用在弹舱前缘悬细金属条的方法对弹舱流场进行流动控制,并在高速风洞中进行了试验研究。通过分析舱底静态压力试验结果以及脉动压力试验结果,研究了武器模型处于不同分离位置时流动控制对弹舱流场特性的影响;通过测量武器模型力和力矩,研究了流动控制对武器分离特性的影响。研究结果表明:武器模型处于不同分离位置时,该流动控制方法对弹舱底部静态压力分布以及总声压级分布的影响是相似的;当弹舱的流场类型为过渡/闭式穴流动时,采用该流动控制措施能有效降低舱内的静态压力梯度,并能有效改善武器的分离特性;当弹舱的流场类型为开式穴流动时,采用该流动控制措施能有效抑制舱内产生的气动噪声。 展开更多
关键词 弹舱 流动控制 声压级 压力梯度 分离特性
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一种容腔效应标定技术及其在高频响动态探针中的应用 被引量：15
11
作者 李继超 王偲臣 +2 位作者 林峰 聂超群 Shoen M P 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第12期2749-2756,共8页
介绍一种容腔效应标定方法,以理论模型推导与实验验证相结合的方式,完成了对高频响动态探针的动态标定,并通过ARMAX(自动回归滑动平均)模型辨识得到了容腔的传递函数.结果表明该方法简单可行,能够很好地通过探针的动态响应信号来确定探... 介绍一种容腔效应标定方法,以理论模型推导与实验验证相结合的方式,完成了对高频响动态探针的动态标定,并通过ARMAX(自动回归滑动平均)模型辨识得到了容腔的传递函数.结果表明该方法简单可行,能够很好地通过探针的动态响应信号来确定探针容腔的传递函数,从而确定测量信号和真实信号之间的关系,对今后考虑容腔效应的动态标定提供了参考. 展开更多
关键词 高频响动态探针 容腔效应 阶跃响应 ARMAX(自动回归滑动平均) 模型辨识
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磷光热图测热技术研究 被引量：16
12
作者 毕志献 韩曙光 +4 位作者 伍超华 宫建 张红杰 师丽丽 李成宇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期87-92,共6页
磷光热图测热技术基于磷光材料的温度敏感特性,是应用于风洞热环境测量的新型全场热流测量方法,近年来在欧美等国得到了高速发展。在中国航天空气动力技术研究院搭建了一套磷光热图系统,采用20°压缩拐角模型开展了重复性试验及铂... 磷光热图测热技术基于磷光材料的温度敏感特性,是应用于风洞热环境测量的新型全场热流测量方法,近年来在欧美等国得到了高速发展。在中国航天空气动力技术研究院搭建了一套磷光热图系统,采用20°压缩拐角模型开展了重复性试验及铂薄膜电阻温度计对比和纹影验证试验。试验结果表明:热流测量特征区域结果与纹影照片符合良好;技术自身重复性误差小于5%;平板热流与理论值误差小于10%;与铂薄膜电阻温度计的对比误差小于20%,此误差主要由铂薄膜电阻温度计的测量散布度引起。该技术通过单次试验获得模型全场热环境数据,且能够捕获热流峰值区域,是一种全面高效的热环境测量手段。 展开更多
关键词 热流 风洞实验 压缩拐角 全场测热技术
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高速复杂流动PIV技术研究实践与挑战 被引量：17
13
作者 刘洪 陈方 +2 位作者 励孝杰 郑忠华 肖保国 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期28-42,共15页
粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息。本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分... 粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息。本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分析、超声速平板湍流边界层结构分析等方面具体问题的研究和认识,从理论、定量化的角度深入分析了应用于超声速流场PIV技术现阶段依然存在的问题。从应用于超声速流场PIV技术的原理出发,针对高速复杂流场的PIV测试现状,总结了应用于超声速流场PIV技术发展过程中的光学部件、示踪粒子及布撒系统所遇到的一系列挑战,以及国内外利用PIV技术在高速复杂流场研究中所取得的成就,针对PIV技术能否适用于高超声速流场的测量做了系统化地探索。并根据实践经验提出了应用于超声速流场PIV技术未来的发展方向:通用的精确的PIV方法不存在,必须从具体研究的流动机理角度改造相应的PIV测试手段。 展开更多
关键词 高速复杂流场 PIV技术 示踪粒子 跟随性 布撒系统
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激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究 被引量：11
14
作者 吕治国 李国君 +3 位作者 赵荣娟 姜华 刘济春 王刚 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第6期81-85,共5页
介绍了在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一... 介绍了在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在CARDC 0.6m激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2.85×107/m和1.58×107/m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明:模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。 展开更多
关键词 激波风洞 高超声速飞行器 摩擦阻力 天平校准 天平设计
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基于被动二次流的射流偏转比例控制 被引量：9
15
作者 曹永飞 顾蕴松 +3 位作者 程克明 肖中云 陈作斌 何开锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期757-763,共7页
射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量（FTV）技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了... 射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量（FTV）技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了主射流偏转的连续比例控制。对低速主射流两侧控制缝压力和射流偏转角进行测量,获得了主射流偏转角随两侧控制缝压力差系数变化的控制规律曲线。结果表明：低速主射流最大偏转角达到19°,在偏转范围内控制曲线分为敏感区和迟钝区。敏感区的控制曲线近似线性,斜率较大,范围约为±15°;而迟钝区的控制曲线斜率较小,在两侧15°~19°的范围内。该结果证实了主射流两侧的压力差是造成其偏转的直接原因。 展开更多
关键词 流体式推力矢量 推力矢量喷管 二次流 流动控制 比例控制 Coanda效应
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连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用 被引量：12
16
作者 魏志 谢艳 +2 位作者 吴军强 王瑞波 张林 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期99-102,共4页
由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究... 由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。 展开更多
关键词 跨声速风洞 连续变迎角 试验技术 测力
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激波风洞温敏热图技术初步试验研究 被引量：11
17
作者 周嘉穗 张扣立 +4 位作者 江涛 孔荣宗 贾国鹏 刘祥 马晓伟 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第5期79-82,93,共5页
介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术。该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布。由于有效运行时间一般只有10ms左右,... 介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术。该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布。由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟。介绍了近期在CARDC 0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作。验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果。热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间。 展开更多
关键词 热图 激波风洞 热流 测量 温敏发光材料
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锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验 被引量：12
18
作者 梁勇 陈迎春 +3 位作者 赵鲲 孙静 卢翔宇 赵昱 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期104-116,共13页
当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声... 当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数(0.2 Ma/0.25 Ma)条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55m×0.4m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。 展开更多
关键词 起落架/舱体耦合噪声 前缘锯齿扰流单元 空腔Rossiter模态 声学风洞试验 低马赫数
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2.4m跨声速风洞压敏漆测量系统研制与应用研究 被引量：11
19
作者 熊健 李国帅 +5 位作者 周强 李平 马护生 王红彪 刘祥 黄辉 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第3期76-84,共9页
近十几年来,由于压敏漆（Pressure Sensitive Paint、PSP）测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与CFD结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组... 近十几年来,由于压敏漆（Pressure Sensitive Paint、PSP）测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与CFD结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明：在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4-0.82、模型迎角-4°-4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。 展开更多
关键词 跨声速风洞 压敏漆技术 压力分布测量 调试试验 误差分析
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超声速气流磁流体加速初步实验研究 被引量：8
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作者 李益文 李应红 +2 位作者 张百灵 陈峰 朱涛 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期238-244,共7页
利用激波风洞,采用氦气驱动氩气,在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入电离种子K_2CO_3粉末,实现高温条件下导电流体的产生,设计了超声速喷管及磁流体加速实验段,采用大电容提供电能,开展了超声速气流磁流体加速初步实... 利用激波风洞,采用氦气驱动氩气,在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入电离种子K_2CO_3粉末,实现高温条件下导电流体的产生,设计了超声速喷管及磁流体加速实验段,采用大电容提供电能,开展了超声速气流磁流体加速初步实验研究.典型实验条件下,当喷管入口总压为0.704 9 MPa、理论平衡温度为8372.8K,喷管出口马赫数为1.5,电容充电电压为400V,磁感应强度为0.5T时,对电压电流特性、电导率、负载系数、电效率、加速效果等进行了测量或计算,主要结论有:磁场作用下的超声速气流的电导率的值大约在150S/m;磁流体加速通道负载系数约为4,电效率约为28%,平均输入功率约198kW;采用电参数测试方法对磁流体加速效果进行评估,速度增加约15.7%;超声速气流的电导率对加速通道的电效率及加速效果等有很重要的影响. 展开更多
关键词 航空航天 超声速 磁流体加速 电导率 电离
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