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大型气动声学风洞折线型集气口段流场特性数值研究与试验验证
1
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 马利川 郭昊 梁雯智 侯强中 张瑾 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第11期1-15,I0001,共16页
北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲... 北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲击及抑制低频脉动和噪声具有重要作用。本文在系统分析声学风洞试验段射流对不同集气口外形冲击与绕流特性的基础上,首次提出了一种折线集气口型,并通过三维数值模拟对其外形尺寸进行了优化。最终确定BHAW风洞集气口结构参数为:集气口末端截面积与试验段截面积之比为1.352,入口段水平直段长度与试验段长度之比约为10%,圆形唇口半径与试验段出口高度之比为0.085,单边收缩角为8°。数值模拟结果表明,当集气口段收缩角超过8°时,气流出现明显分离,且随着角度增大,分离区逐步扩展,冲击面积比线性增大。大涡模拟显示,折线型集气口的壁面压强脉动较小,主要涡结构为射流边界层的脱落涡,频率为13.3 Hz,相应的斯特劳哈尔数St为0.57。风洞测量结果表明:在闭口试验段风速35~100 m/s范围内,动压稳定性系数为0.00197~0.001,达到国军标先进指标η≤0.002要求;在开口试验段风速35~80 m/s范围内,动压稳定性系数为0.0048~0.0036,达到国军标合格指标η≤0.005要求,且为闭口试验段的2.4~3.6倍;在设计风速下,开口试验段模型区动压场系数分布|μi|≤0.5%,满足国军标合格指标要求,在闭口试验段模型区内|μi|≤0.2%,满足国军标先进指标要求;在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI风洞低1~0.6 dB。综上所述,折线型集气口设计方案合理可行,能够有效稳定试验段气流场,降低噪声和湍流度,具有较强的工程应用潜力。 展开更多
关键词 气动声学风洞 折线型集气口 数值模拟 流动稳定性 气动噪声
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来流总温对高超声速边界层转捩影响试验研究
2
作者 李强 万兵兵 +1 位作者 庄宇 赵金山 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期86-93,共8页
壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-... 壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-1),总温分别为1 332.2和956.6 K。在保持来流马赫数、雷诺数、扰动水平和壁温基本一致的条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响。通过点热流传感器测量转捩位置,采用高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性。将γ-Reθ-MT修正转捩模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果分别与试验结果进行对比。结果表明,采用γ-Reθ-MT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;通过PCB传感器测量的压力脉动与线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了该风洞条件下高低总温2个流场的第2模态波频谱特性。 展开更多
关键词 转捩 风洞试验 脉动特性 来流总温 线性稳定性
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民用飞机大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验
3
作者 尼早 黄一桓 谢海军 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第6期35-44,I0001,共11页
针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫... 针对大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性问题,通过开展大展弦比大柔性机翼高速静气动弹性载荷风洞试验,采用机翼翼根测力、模型变形视频测量等多种测量手段,研究了静气动弹性效应对机翼气动特性及载荷结果的影响。试验结果表明,固定马赫数下,迎角为正时,弹性模型的升力和阻力系数均小于刚性模型;固定迎角下,在不同马赫数范围内,弹性模型的升力、阻力系数和升力线斜率均小于刚性模型。在迎角0°~6°的范围内,翼根弯矩弹刚比小于翼根剪力弹刚比,证实了大展弦比大柔性机翼的静气动弹性效应可以在机翼翼根剪力不变的情况下有效降低机翼翼根弯矩。流场显示结果表明,机翼翼尖最大变形超过200 mm。机翼外侧受弹性变形影响产生了负扭转,减小了当地迎角,从而降低了翼根的剪力、弯矩和扭矩。本研究明确了静气动弹性效应对机翼载荷的重要影响,为大展弦比大柔性机翼载荷设计提供了设计依据。 展开更多
关键词 静气动弹性 机翼载荷 风洞试验 大柔度机翼 大展弦比机翼
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风洞用冷凝器气体流动特性分析
4
作者 齐大伟 吕德润 +1 位作者 吴斌 陈德江 《石油和化工设备》 2025年第3期40-46,共7页
通过使用计算流体力学(以下简称“CFD)仿真计算软件,分别对风洞用冷凝器中的气体分布器、冷凝器内部流动进行分析模拟,结果表明:双列叶片式气体分布器,结构紧凑、气速分布均匀,阻力小;通过冷凝器内部整体流动计算,在低阻力的条件下,能... 通过使用计算流体力学(以下简称“CFD)仿真计算软件,分别对风洞用冷凝器中的气体分布器、冷凝器内部流动进行分析模拟,结果表明:双列叶片式气体分布器,结构紧凑、气速分布均匀,阻力小;通过冷凝器内部整体流动计算,在低阻力的条件下,能够达到最大的冷凝效果。文中提出的模拟计算模型准确、可靠,可为风洞用冷凝器的设计提供参考。 展开更多
关键词 冷凝器 风洞 气体流动特性 模拟分析
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偏转角度表与计算机辅助联合设计超声速风洞喷管 被引量：1
5
作者 王洪悦 吕旸 +1 位作者 郭永博 弓震 《哈尔滨工程大学学报》 北大核心 2025年第3期550-557,共8页
针对超声速喷管设计中传统特征线法计算过程冗长复杂的问题,本文提出了一种基于偏转角度表的改进方法。结合计算机辅助设计技术,本文进一步提出了偏转角度表与计算机辅助设计联合设计喷管型线的方法,设计了适用于马赫数1~4工作范围的风... 针对超声速喷管设计中传统特征线法计算过程冗长复杂的问题,本文提出了一种基于偏转角度表的改进方法。结合计算机辅助设计技术,本文进一步提出了偏转角度表与计算机辅助设计联合设计喷管型线的方法,设计了适用于马赫数1~4工作范围的风洞喷管型线(测试区面积为1.4 m×1.4 m)。采用面积-马赫数理论公式对所设计的喷管型线进行了初步验证,并通过Matlab代码对设计喷管型线进行了比对分析。结果表明:通过引入偏转角度表,本文有效简化了特征线法的计算过程,显著提高了计算效率,计算时间缩短了80%以上。在相同的设计步骤下,采用偏转角度表与计算机辅助联合设计的喷管型线精度更高,且较代码设计的喷管型线避免了可能出现的缺陷,各喷管型线的误差均小于1%。本文提出的改进方法不仅提高了设计效率,而且确保了喷管型线的高精度。 展开更多
关键词 特征线法 偏转角度表 超声速流动 风洞喷管 普朗特-迈耶函数 计算机辅助设计 喷管型线 变马赫数
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全声衬低湍流度低噪声工程型风洞降噪设计技术试验研究
6
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 茹履京 郭昊 梁温馨 舒宜丰 张奥喆 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期1-21,I0001,共22页
为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方... 为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方案。参考DNW-LLF风洞的设计经验,并结合D5风洞试验结果,BHAW风洞在保持高流场品质的同时,采用洞体全声衬声学处理方案。具体措施包括:风扇段采用微穿孔板(穿孔率2%)加600 mm厚吸声材料,抑制中低频旋转噪声;风洞流道布置200 mm厚吸声材料;第一扩散段在穿孔板外铺设透声毛毡(厚度3 mm),以降低摩擦再生噪声;4个拐角实施创新性双面声衬、中间微透气的双圆弧导流片;集气口段采用收缩角度8°的穿孔板加吸声棉,并在外表面包裹透声毛毡,以削弱冲击噪声。风洞测量结果表明:在不同风速下开口试验段模型区的湍流度为0.07%~0.095%,闭口试验段模型区湍流度为0.041%~0.046%(小于0.05%的设计指标),开口试验段湍流度约为闭口试验段的1.7~2.1倍。在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)(小于75 dB(A)的设计指标)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI低0.6~1.0 dB。 展开更多
关键词 气动声学风洞 全声衬 微穿孔板 主动隔振 噪声控制 风洞实验
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基于深度学习的直升机风洞试验自动配平技术研究
7
作者 乔仟 尹童 +2 位作者 彭先敏 章贵川 江虹 《火力与指挥控制》 北大核心 2025年第6期28-34,41,共8页
配平指找到系统稳定工作点。针对直升机实现自动配平的难题,根据直升机前飞状态风洞试验,将直升机飞行动力学建模简化为主旋翼模型,提出基于模糊神经网络和长短时记忆网络实现直升机风洞试验自动配平的方法。仿真结果表明,多输入多输出... 配平指找到系统稳定工作点。针对直升机实现自动配平的难题,根据直升机前飞状态风洞试验,将直升机飞行动力学建模简化为主旋翼模型,提出基于模糊神经网络和长短时记忆网络实现直升机风洞试验自动配平的方法。仿真结果表明,多输入多输出神经网络可以有效完成对操纵值的预测,辅助直升机在风洞试验中达到稳定工作点,为直升机自动配平技术的发展提供了新思路。 展开更多
关键词 模糊神经网络 长短时记忆网络 风洞试验 自动配平 操纵值预测
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8 m×6 m低速风洞动导数试验系统研制
8
作者 谭浩 陈昊 +2 位作者 王建锋 牟伟强 卜忱 《机床与液压》 北大核心 2025年第11期214-219,共6页
为满足我国大展弦比飞行器研制任务对高精准度风洞试验数据的迫切需求,基于8 m×6 m大型低速回流风洞研制出一套具备5种振荡模态的大尺寸模型动导数试验系统。系统采用电液伺服驱动控制技术路线,采用双叶片结构的液压马达和双出杆... 为满足我国大展弦比飞行器研制任务对高精准度风洞试验数据的迫切需求,基于8 m×6 m大型低速回流风洞研制出一套具备5种振荡模态的大尺寸模型动导数试验系统。系统采用电液伺服驱动控制技术路线,采用双叶片结构的液压马达和双出杆结构的液压缸直接驱动试验机构实现模型的5种模态运动功能,且系统具有机械结构紧凑、传动间隙小和位置控制精度高等特点。采用复合前馈+改进型PID控制算法,既保证系统具有良好的稳态控制精度,又能通过前馈环节改善系统的动态性能,达到理想的静动态控制效果。利用3 m量级翼展的试验模型对此系统开展动导数验证试验,结果表明:系统获得的动导数试验数据规律准确,试验数据重复性精度提升至4%以内,可为我国大展弦比飞行器的研制提供高精准度的风洞动导数试验数据。 展开更多
关键词 大型低速风洞 动导数试验 液压伺服驱动 复合控制
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几何尺寸对风洞柔壁喷管型面设计的影响研究
9
作者 徐兵兵 彭强 +1 位作者 陈吉明 裴海涛 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第5期862-868,共7页
采用数值模拟方法,通过分析风洞试验段对称面马赫数分布云图、密度梯度分布云图和中心轴线马赫数分布曲线,研究了基础模型和缩比模型的喷管设计结果。通过对比2种模型的流场均匀性如第一菱形区马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和平均... 采用数值模拟方法,通过分析风洞试验段对称面马赫数分布云图、密度梯度分布云图和中心轴线马赫数分布曲线,研究了基础模型和缩比模型的喷管设计结果。通过对比2种模型的流场均匀性如第一菱形区马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和平均马赫数等流场均匀性指标,获取几何尺寸对喷管设计结果的初步影响,为不同规模风洞的喷管设计提供指导。结果表明,风洞几何寸增大引起流场雷诺数增大,壁面黏性减弱,边界层更薄,流动越容易,相同来流工况下,缩比模型边界层厚度约占截面尺寸的8%,而基础模型只占约5%。较小的边界层厚度对层流型线的影响更小,由边界层修正带来的不利影响减弱,流场品质更佳。基础模型相比缩比模型,第一菱形区平均马赫数指标提升2~3倍,马赫数均方根偏差基本改善30%以上,轴向马赫数梯度则至少提升一个量级,即基础模型相比缩比模型平均马赫数更接近设计值、马赫数均方根偏差和轴线马赫数梯度更小,流场指标全面提升。 展开更多
关键词 风洞 柔壁喷管 几何尺寸 数值模拟 流场均匀性
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基于音爆测量试验的外式天平及支撑装置研制
10
作者 贾巍 田仁慧 +2 位作者 刘靖 汪多炜 刘文华 《中国机械工程》 北大核心 2025年第11期2665-2669,共5页
为研究飞行器在超声速流场中的音爆特性,针对其气动力载荷的测量需求,研制了一套专用的外式天平及支撑装置,通过采用多部件耦合串联、设置新型混合式惠斯通测量电桥、开展有限元方法分析优化等手段,解决了“传统外式天平因模型压心严重... 为研究飞行器在超声速流场中的音爆特性,针对其气动力载荷的测量需求,研制了一套专用的外式天平及支撑装置,通过采用多部件耦合串联、设置新型混合式惠斯通测量电桥、开展有限元方法分析优化等手段,解决了“传统外式天平因模型压心严重偏离天平元件中心导致的天平力与力矩载荷不匹配”以及“多环节连接的固有间隙及耦合效应导致的联动及可靠性”问题,可在音爆测量风洞试验中通过惠斯通电桥的测量机理实现气动力分量的精确测量。结果表明,外式天平测量结果稳定可靠,能有效捕捉气动力变化,为音爆特性测量提供关键数据支撑。 展开更多
关键词 音爆 风洞试验 天平 支撑装置
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某大型宽温域高速风洞喷管段柔板成形及加工工艺研究
11
作者 马东平 谢晶 +2 位作者 赵宽 王长军 周鹏 《机械》 2025年第7期25-32,共8页
针对某大型宽温域高速风洞喷管段S03马氏体低温不锈钢柔板研制要求,采用中等缩比试验件开展了热弯成形、热处理、深冷处理、机加工、表面抛光及残余应力检测等工艺试验和研究,提出了满足全尺寸柔板外形尺寸和性能指标要求的工艺技术路... 针对某大型宽温域高速风洞喷管段S03马氏体低温不锈钢柔板研制要求,采用中等缩比试验件开展了热弯成形、热处理、深冷处理、机加工、表面抛光及残余应力检测等工艺试验和研究,提出了满足全尺寸柔板外形尺寸和性能指标要求的工艺技术路线和参数,并在2件柔板产品研制上得到成功应用。研究结果表明,采用热弯成形、高温退火和常温矫形方法,可达到1.5 mm的成形精度;采用900℃/1 h(WC)+750℃/1 h(WC)+750℃/1 h(WC)+500℃/2 h(AC)热处理工艺,工件在满足韧性指标要求的情况下可获得超过1000 MPa的屈服强度;退火处理不能降低表面残余应力,但柔板内部残余应力均小于表面且满足指标要求;结构优化后的热处理工装和风冷降温方式对控制柔板产品热处理变形有显著作用;采用分阶段正、反面交替数铣和抛光机可保证柔板产品的最终外形尺寸精度和表面质量。 展开更多
关键词 风洞 喷管段 柔板 低温钢 成形工艺
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面向高速流场成像的聚焦纹影研究进展 被引量：1
12
作者 田立丰 付双旭 《中山大学学报（自然科学版）（中英文）》 CAS 北大核心 2025年第1期238-249,共12页
相较于传统的光学流动可视化技术,聚焦纹影技术能对非聚焦区域的流场信息进行模糊化处理,从而反映窄景深内的流场信息,具有高空间分辨率、抗干扰能力强、无需播撒示踪粒子、低成本等特点,这些特点使得聚焦纹影十分适用于高速流场的流动... 相较于传统的光学流动可视化技术,聚焦纹影技术能对非聚焦区域的流场信息进行模糊化处理,从而反映窄景深内的流场信息,具有高空间分辨率、抗干扰能力强、无需播撒示踪粒子、低成本等特点,这些特点使得聚焦纹影十分适用于高速流场的流动显示和流场测量。本文在对聚焦纹影系统成像的基本原理进行介绍的基础上,以传统聚焦纹影在格栅对准和非定常流动多平面测量方面面临的挑战为出发点,总结了聚焦纹影的国内外相关研究,并进一步展望了聚焦纹影的未来发展。 展开更多
关键词 聚焦纹影 流动显示 流场成像
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被动流动控制技术对民用运输机低速特性影响的风洞试验研究 被引量：1
13
作者 颜巍 王祁旻 +7 位作者 李锦烨 徐辉雯 赵克良 白峰 张美红 焦仁山 王飞 曾维平 《航空工程进展》 2025年第2期93-100,共8页
有效抑制机翼的流动分离可以提高飞机的起飞、着陆性能,优化民用运输机增升构型的低速特性。通过风洞试验开展对翼身融合鼓包和发房外导流片这两种被动控制技术的选型研究,找到能优化低速特性的最佳组合方案——小翼身融合鼓包叠加外发... 有效抑制机翼的流动分离可以提高飞机的起飞、着陆性能,优化民用运输机增升构型的低速特性。通过风洞试验开展对翼身融合鼓包和发房外导流片这两种被动控制技术的选型研究,找到能优化低速特性的最佳组合方案——小翼身融合鼓包叠加外发房导流片A,并通过流动显示试验呈现出优化手段所抑制流动分离的区域。结果表明:在最佳组合方案条件下的力矩特性满足波音准则的要求。 展开更多
关键词 民用运输机 低速特性 翼身融合鼓包 发房外导流片 高雷诺数 被动流动控制技术
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低速风洞示踪剂布撒与整流设计
14
作者 覃雨翔 贺声阳 +1 位作者 范廣铭 刘维丽 《中国科技信息》 2025年第21期135-138,共4页
1背景1.1研究背景低速风洞是航空航天领域中用于研究机翼升力产生机制的重要实验设备。传统的低速风洞通常包含动力段、整流段、收缩段、试验段和扩散段等,其中整流段用于均匀气流,收缩段用于加速气流。然而,传统设计存在结构复杂、占... 1背景1.1研究背景低速风洞是航空航天领域中用于研究机翼升力产生机制的重要实验设备。传统的低速风洞通常包含动力段、整流段、收缩段、试验段和扩散段等,其中整流段用于均匀气流,收缩段用于加速气流。然而,传统设计存在结构复杂、占用空间大等问题,且示踪剂布撒系统通常会干扰到试验段的气流,导致试验人员无法精确控制每个通道的布撒时机和量。因此,我们应优化装置设计,使其在风洞中布撒示踪剂时,确保示踪剂能够在指定时间精确释放于目标位置,同时避免对试验段气流产生干扰。为此,需在气流到达示踪剂布撒位置前进行整流,并在布撒完成后再次整流,以消除布撒装置对气流的扰动。此外,后续壁面设计应确保示踪剂能够沿预设流线精确流动至目标位置。 展开更多
关键词 整流设计 低速风洞 气流整流 试验段 示踪剂布撒
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1.5 m直径共轴刚性旋翼模型控制系统设计
15
作者 刘实 邵天双 刘向楠 《航空工程进展》 2025年第3期198-205,共8页
旋翼试验台作为旋翼风洞试验的关键设备,其设计指标与控制精度直接决定了旋翼风洞试验的测试精度与效果,有针对性地设计共轴刚性旋翼试验台结构与控制系统是探索特定参数对高速直升机气动特性影响的关键。开展1.5 m直径共轴刚性旋翼试... 旋翼试验台作为旋翼风洞试验的关键设备,其设计指标与控制精度直接决定了旋翼风洞试验的测试精度与效果,有针对性地设计共轴刚性旋翼试验台结构与控制系统是探索特定参数对高速直升机气动特性影响的关键。开展1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台研制,设计基于矢量闭环变频调速与电控伺服技术的1.5 m量级共轴旋翼模型控制系统,完成系统硬件集成与基于LabWindows/CVI环境的软件功能开发;该系统在FL-52开口风洞中进行悬停和前飞状态试验验证。结果表明:该系统具备良好的动态响应速度与控制精度,高转速状态下能够保持良好的控制稳定性;额定转速下控制精度达0.03%,上旋翼变距精度达±0.2°、下旋翼变距精度达±0.1°,可以满足共轴刚性旋翼风洞试验对控制系统的性能要求。 展开更多
关键词 共轴刚性旋翼 转速控制系统 操纵控制系统 LABWINDOWS/CVI 风洞试验
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脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用 被引量：33
16
作者 乐嘉陵 刘伟雄 +2 位作者 贺伟 谭宇 白菡尘 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第1期1-10,共10页
近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方... 近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60～80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60～80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。 展开更多
关键词 脉冲风洞 羽流 火箭 超燃发动机 涡轮废气排气
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连续式跨声速风洞设计关键技术 被引量：44
17
作者 廖达雄 陈吉明 +1 位作者 彭强 柳新民 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期74-78,共5页
为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设... 为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。 展开更多
关键词 连续式风洞 跨声速风洞 低噪声 风洞设计 关键技术
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大气边界层风场模拟及测试技术的研究 被引量：15
18
作者 黄鹏 施宗城 +1 位作者 陈伟 顾明 《同济大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期40-44,共5页
总结了同济大学土木工程防灾国家重点实验室使用挡板、二元尖塔、分布粗糙元和格栅这几类模拟装置 ,在小、中、大三种类型风洞中模拟大气边界层流场的特性 .除了纵向风场特性 ,还首次报道了在大气边界层风洞中测得的横向和竖向风场的特... 总结了同济大学土木工程防灾国家重点实验室使用挡板、二元尖塔、分布粗糙元和格栅这几类模拟装置 ,在小、中、大三种类型风洞中模拟大气边界层流场的特性 .除了纵向风场特性 ,还首次报道了在大气边界层风洞中测得的横向和竖向风场的特性 ,所得结果令人满意 . 展开更多
关键词 大气边界层 被动模拟 行人风环境探头 风洞模拟试验 风工程 纵向风场 横向风场 竖向风场
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CARDC激波风洞TSP技术研究进展 被引量：16
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作者 张扣立 周嘉穗 +2 位作者 孔荣宗 马晓伟 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期738-743,共6页
从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学... 从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成,建立了一套适于激波风洞试验的高速TSP测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像,基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据,能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值,TSP技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息,可更加全面的测量模型外表面的热环境,并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明,TSP技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟,在Φ2m和Φ0.6m激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域,已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。 展开更多
关键词 温敏漆 热流 激波风洞 传感器 图像 数据处理 边界层
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大型低温高雷诺数风洞及其关键技术综述 被引量：47
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作者 廖达雄 黄知龙 +1 位作者 陈振华 汤更生 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第2期1-6,20,共7页
随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分... 随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分析了当前低温风洞的国内外现状,深入剖析了大型连续式低温风洞设计建设的关键技术及解决措施,对我国自行开展大型低温高雷诺数风洞的设计建设具有重要参考意义,并对成功建设我国大型低温高雷诺数风洞进行了展望。 展开更多
关键词 低温 连续式风洞 雷诺数 关键技术
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