期刊文献+
共找到154篇文章
< 1 2 8 >
每页显示 20 50 100
一种ICFA与压力梯度结合的内转进气道设计方法及特性
1
作者 高雄 冮强 +2 位作者 满延进 李霞 孙博妮 《气体物理》 2025年第5期57-62,共6页
内转进气道性能主要由轴对称内收缩基准流场决定。以ICFA(internal conical flow A)流场出口作为初始边界,同时指定压缩面沿程压力梯度分布,采用特征线法构造了一种ICFA与压力梯度结合的新型基准流场。新型基准流场前缘激波接近直线激波... 内转进气道性能主要由轴对称内收缩基准流场决定。以ICFA(internal conical flow A)流场出口作为初始边界,同时指定压缩面沿程压力梯度分布,采用特征线法构造了一种ICFA与压力梯度结合的新型基准流场。新型基准流场前缘激波接近直线激波,且压缩面连续光滑,流场内没有膨胀波。对基准流场及其矩形内转进气道性能进行数值模拟分析。结果表明,基准流场边界层修正后沿程压力与特征线流场完全吻合,反射激波在压缩面肩点消波,波后流场均匀度较好。内转进气道在设计点Ma=6实现全流量捕获,进气道沿程流场边界层横向厚度均匀,内压缩段没有明显的涡流。 展开更多
关键词 ICFA流场 基准流场 内转进气道 压力梯度 特征线法
在线阅读 下载PDF
高速飞行器级间分离流场红外辐射特性数值模拟
2
作者 傅杨奥骁 丁明松 +4 位作者 刘庆宗 李鹏 董维中 高铁锁 江涛 《红外与激光工程》 北大核心 2025年第3期154-163,共10页
针对高速飞行器级间反喷分离对飞行器目标红外辐射特性的影响问题,基于谱带辐射模型,通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程,对飞行器级间反喷分离流场及其红外辐射特性进行了数值模拟,分析了流场及飞行器壁面... 针对高速飞行器级间反喷分离对飞行器目标红外辐射特性的影响问题,基于谱带辐射模型,通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程,对飞行器级间反喷分离流场及其红外辐射特性进行了数值模拟,分析了流场及飞行器壁面的红外辐射特性,研究了喷流燃气组分化学反应对飞行器目标红外特性的影响,获得了不同观测角度和波段下目标的红外辐射特性。研究表明:在文中的条件下,高速飞行器进行级间反喷分离时,流场与飞行器壁面红外辐射强度基本处于一个量级,流场的红外辐射主要由H_(2)O和CO_(2)组分贡献;飞行器进行级间反喷分离时,由喷流高温燃气引起的辐射增量十分显著,最大可使飞行器目标辐射强度增大数倍,在相同观测角度下,1~3μm波段的辐射强度最大;由于飞行速度很快,流场中的喷流燃气组分主要发生离解反应,考虑喷流燃气组分的化学反应后,流场红外辐射强度明显降低,最大可降低50%以上,这与低空状态下喷流燃气组分复燃反应导致辐射强度增大的现象不同。该研究结果可为飞行器探测识别提供参考。 展开更多
关键词 高速飞行器 级间分离 喷流干扰 化学反应 红外辐射 数值模拟
原文传递
三种自适应循环发动机总体性能优化对比
3
作者 徐义皓 郑俊超 +3 位作者 张纪元 董学智 谭春青 唐海龙 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期31-49,共19页
基于超声速民机的飞行任务需求,选取3种构型的自适应循环发动机作为超声速客机的备选动力系统并开展总体性能优化对比。构建总体性能数值仿真模型和数学优化模型,确定设计循环参数选取准则;开展自适应循环发动典型状态点的性能优化对比... 基于超声速民机的飞行任务需求,选取3种构型的自适应循环发动机作为超声速客机的备选动力系统并开展总体性能优化对比。构建总体性能数值仿真模型和数学优化模型,确定设计循环参数选取准则;开展自适应循环发动典型状态点的性能优化对比,分析大功率需求状态和低耗油率需求状态下发动机的性能;基于分析结果,选取优选构型开展基于飞行任务需求的设计循环参数优化。结果表明:模式转换能够显著扩展推力范围并降低耗油率,以构型A为例,亚巡状态下推力范围拓宽约14.14%,耗油率降低约5.75%。构型A在亚巡状态下具有耗油率优势,且起飞推力较高。构型B在超巡状态的节流特性线起始段显示出耗油率优势,且适合高起飞总重的飞行器。构型C在亚巡和超巡状态下均表现出低耗油率,且适合载客量较小的超声速客机。通过优化构型C设计循环参数,可以提升飞机起飞总重3.62%,并在超声速巡航状态下降低耗油率约3%,这将有利于增加载客量和飞行航程。 展开更多
关键词 超声速客机 自适应循环发动机 总体性能优化对比 优势工作模式 最优节流线
原文传递
超/高超声速流中热喷效应的影响差异分析 被引量:1
4
作者 孙瑞斌 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期360-373,共14页
针对不同来流条件下热喷效应导致的冷/热喷差异规律不同的问题,通过求解三维多组元雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟典型飞行器外形轨控喷流干扰流场,研究了喷流温度对干扰流场及气动特性的影响规律,分析了不同来流马赫数与飞... 针对不同来流条件下热喷效应导致的冷/热喷差异规律不同的问题,通过求解三维多组元雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟典型飞行器外形轨控喷流干扰流场,研究了喷流温度对干扰流场及气动特性的影响规律,分析了不同来流马赫数与飞行高度条件的冷/热喷干扰差异规律。研究表明:喷流温度对干扰流场的影响是质量流量与能量流量的耦合影响机制,总焓比高于1时,喷流能量流量的影响较质量流量更明显,总焓比低于1时,喷流质量流量的影响较能量流量更明显;随着来流马赫数增加,总焓比下降,喷流质量流量的影响较能量流量增强,质量流量大的冷喷干扰流场范围逐渐大于热喷,并使得冷喷干扰产生的力干扰因子逐渐大于热喷;随着飞行高度增加,总焓比不变,喷流质量流量与能量流量的影响占比不变,冷/热喷干扰差异的定性规律不变,但来流动压减小,喷流干扰力/力矩整体为减小趋势,并使得冷/热喷干扰的力干扰因子与轨控偏移量差异整体为减小趋势。 展开更多
关键词 超/高超声速流 反作用控制系统(RCS) 热喷效应 分离流动 气动干扰
原文传递
火箭级间分离非定常流动的爆炸激波管等效试验方法
5
作者 关兴太 朱广生 +3 位作者 尹宇辉 谢珏帆 沈治 吴亚东 《气体物理》 2025年第4期67-74,共8页
利用爆炸激波管对火箭级间分离过程进行考核具有广阔的应用前景。首先通过理论分析,利用级间建压阶段级间段内平均压力变化模型得到爆炸激波管模拟火箭发动机进行试验的相关调制参数。进一步通过数值仿真研究火箭发动机与爆炸激波管对... 利用爆炸激波管对火箭级间分离过程进行考核具有广阔的应用前景。首先通过理论分析,利用级间建压阶段级间段内平均压力变化模型得到爆炸激波管模拟火箭发动机进行试验的相关调制参数。进一步通过数值仿真研究火箭发动机与爆炸激波管对级间段内脉动压力及流场结构变化的差异。研究结果表明,通过调制参数可以使得爆炸激波管作用下级间段内平均压力上升速度与火箭发动机相同,但非定常压力脉动的作用时间与火箭发动机相比存在滞后性,其中压力脉动的作用量级及脉宽基本一致。针对级间建压过程对级间段内结构强度进行考核及级间分离方案的验证方面说明了利用爆炸激波管进行火箭发动机等效试验的等效性。 展开更多
关键词 爆炸激波管 级间分离 脉动压力 数值仿真 等效方法
在线阅读 下载PDF
超/高超声速流中轨控喷流干扰相似参数研究
6
作者 孙瑞斌 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期9-23,共15页
针对超/高超声速锥-柱-裙拦截弹轨控喷流干扰问题,通过数值求解三维Navier-Stokes方程,分析了冷/热喷干扰差异的原因,结合飞行条件与风洞实验条件开展了相似参数研究,获得了适用于轨控喷流干扰力/力矩模拟的相似参数。研究表明:冷/热喷... 针对超/高超声速锥-柱-裙拦截弹轨控喷流干扰问题,通过数值求解三维Navier-Stokes方程,分析了冷/热喷干扰差异的原因,结合飞行条件与风洞实验条件开展了相似参数研究,获得了适用于轨控喷流干扰力/力矩模拟的相似参数。研究表明:冷/热喷流质量/能量流量的差别、冷/热喷管几何参数的差别及燃气热喷流的化学反应影响共同造成了冷/热喷干扰的差别,且前两种因素的影响较化学反应更大;不考虑化学反应影响,模拟总压比、动量比、总焓比的空气喷流获得的力干扰因子、轨控偏移量在Ma=3~8、H=20 km与Ma=7、H=20~40 km条件均与燃气喷流符合良好;地面风洞实验条件使用模拟总压比、动量比、总焓比的空气或氦气喷流模拟飞行条件热喷,获得的力干扰因子与轨控偏移量模拟误差均较以往冷喷模拟明显减小。 展开更多
关键词 超/高超声速流 轨控喷流 相似参数 热喷效应 气动干扰
原文传递
基于双喉道Ludwieg管风洞稳定段的匀流加热融合设计
7
作者 荣国梁 杨逸帆 +4 位作者 李创创 李志远 李学良 赵家权 吴杰 《航空学报》 北大核心 2025年第9期172-185,共14页
双喉道Ludwieg管风洞能够有效消除由快开阀开启带来的扰动,但会导致风洞的有效运行时间大幅降低。此外,受限于快开阀的材料,Ludwieg管风洞储气段加热温度提升困难。为了解决以上问题,提出一种在稳定段内放置环状加热器的改进方案,以实... 双喉道Ludwieg管风洞能够有效消除由快开阀开启带来的扰动,但会导致风洞的有效运行时间大幅降低。此外,受限于快开阀的材料,Ludwieg管风洞储气段加热温度提升困难。为了解决以上问题,提出一种在稳定段内放置环状加热器的改进方案,以实现风洞匀流与加热的融合设计。首先,采用非定常数值模拟的方法验证该气动布局的可行性;然后,分析风洞的非定常启动过程,并定量研究风洞运行过程中不同位置处马赫数与压强的变化特征;最后,探究加热器对风洞启动过程与稳定运行流场的影响。结果表明,带有稳定段加热的双喉道Ludwieg管风洞有效运行时间可达80 ms,与传统双喉道布局相比风洞的有效运行时间提高了23%。同时,当加热器温度从434 K提高到1234 K时,喷管出口流场核心区域马赫数的最大偏差降低了0.21%,均方根偏差降低了0.005,总温提高了约270 K,该方案有效提高了Ludwieg管风洞的试验能力。 展开更多
关键词 高超声速风洞 Ludwieg管风洞 双喉道布局 稳定段加热 有效运行时间
原文传递
马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验 被引量:2
8
作者 卢洪波 林键 +8 位作者 金熠 陈星 纪锋 吴衡毅 刘春风 王瑞庭 朱浩 杨甫江 韦宝禧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期27-36,I0001,共11页
针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 高焓激波风洞 化学发光光谱诊断 凹腔稳焰
在线阅读 下载PDF
高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析 被引量:4
9
作者 傅杨奥骁 高铁锁 +3 位作者 丁明松 刘庆宗 江涛 董维中 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期102-114,共13页
针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数... 针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 反作用控制系统(RCS) 喷流干扰 高温气体非平衡效应 复燃反应 离解反应
原文传递
不同长径比下射流振荡器流场特性的POD分析
10
作者 范时金 田海平 +1 位作者 马国祯 郭敏慧 《气体物理》 2025年第4期31-41,共11页
射流振荡器几何参数的改变会影响其流场特性,从流体动力学角度出发,阐明其中蕴含的流动物理机制有利于为射流振荡器结构的优化设计指引方向。为揭示长径比对射流振荡器流场的具体影响,通过数值模拟的方法对射流振荡器流场进行流体仿真,... 射流振荡器几何参数的改变会影响其流场特性,从流体动力学角度出发,阐明其中蕴含的流动物理机制有利于为射流振荡器结构的优化设计指引方向。为揭示长径比对射流振荡器流场的具体影响,通过数值模拟的方法对射流振荡器流场进行流体仿真,呈现了不同长径比下流场的周期演化历程,同时对所得流场进行本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD),得到了流场前4阶POD模态以及相应的时间系数演变曲线。研究表明,不同长径比的射流振荡器流场内外部主涡结构的周期演化过程相似,反馈涡与小规模涡泡的表现存在差异;不同工况下的前两阶POD模态均表现为附壁主涡与涡转化模态,后两阶模态的反对称特征在长径比增长至3.5时不再体现,射流振荡器流场在周期内各阶段因受不同模态的主导而表现出不同的流动特性;对时间系数曲线的频谱分析表明,随长径比的增大,各工况的模态基频逐渐降低,高阶模态频率组成愈加复杂,其规律性随之减弱。 展开更多
关键词 射流振荡器 长径比 本征正交分解 振荡频率
在线阅读 下载PDF
Dynamic Gaussian process regression for spatio-temporal data based on local clustering 被引量:1
11
作者 Binglin WANG Liang YAN +3 位作者 Qi RONG Jiangtao CHEN Pengfei SHEN Xiaojun DUAN 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2024年第12期245-257,共13页
This paper introduces techniques in Gaussian process regression model for spatiotemporal data collected from complex systems.This study focuses on extracting local structures and then constructing surrogate models bas... This paper introduces techniques in Gaussian process regression model for spatiotemporal data collected from complex systems.This study focuses on extracting local structures and then constructing surrogate models based on Gaussian process assumptions.The proposed Dynamic Gaussian Process Regression(DGPR)consists of a sequence of local surrogate models related to each other.In DGPR,the time-based spatial clustering is carried out to divide the systems into sub-spatio-temporal parts whose interior has similar variation patterns,where the temporal information is used as the prior information for training the spatial-surrogate model.The DGPR is robust and especially suitable for the loosely coupled model structure,also allowing for parallel computation.The numerical results of the test function show the effectiveness of DGPR.Furthermore,the shock tube problem is successfully approximated under different phenomenon complexity. 展开更多
关键词 Gaussian processes Surrogate model Spatio-temporal systems Shock tube problem Local modeling strategy Time-based spatial clustering
原文传递
双喉道Ludwieg管风洞启动过程及其有效运行时间延长 被引量:1
12
作者 李创创 李志远 +1 位作者 张振辉 吴杰 《气体物理》 2024年第1期58-69,共12页
Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是,快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响,产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来... Ludwieg管风洞是开展高超声速空气动力学实验基础研究的重要平台。但是,快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞长期受快开阀影响,产生不同类型的来流扰动模态。双喉道气动布局可有效消除快开阀启动式高超声速Ludwieg管风洞上游部件的扰动来源,但是会导致风洞有效运行时间大幅缩短。针对该问题,通过非定常数值模拟对双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的启动特性进行研究,然后对第1喷管扩张段与稳定段进行了融合设计,研究了不同扩张角与稳定段组合对风洞启动时间以及流场品质的影响。结果表明,采用减小扩张角组合设计能够使双喉道气动布局高超声速Ludwieg管风洞的有效运行时间提升近20%,并且对下游实验段内的静态流场品质几乎无影响,有效提高了风洞的实验能力。同时,相较于较大的扩张角组合,较小的扩张角设计能够减少约10%的总压损失。 展开更多
关键词 高超声速风洞 Ludwieg管风洞 双喉道布局 风洞启动特性 有效运行时间
在线阅读 下载PDF
侧喷发动机配置对目标红外辐射特性影响数值研究
13
作者 吕蓉 牛青林 +1 位作者 孟夏莹 王晓冰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期94-103,共10页
高超声速飞行器姿控发动机侧喷射流作为目标红外“机会”辐射源在拦截弹攻防对抗领域被重点关注。文中以典型锥柱裙外形弹体为研究对象,考虑真实可压缩气体和化学非平衡效应,结合辐射平衡壁面条件预测弹体在典型飞行工况(H=20 km,Ma=5和... 高超声速飞行器姿控发动机侧喷射流作为目标红外“机会”辐射源在拦截弹攻防对抗领域被重点关注。文中以典型锥柱裙外形弹体为研究对象,考虑真实可压缩气体和化学非平衡效应,结合辐射平衡壁面条件预测弹体在典型飞行工况(H=20 km,Ma=5和H=50 km,Ma=10)下不同喷口配置下的侧喷流场,结合窄谱带方法处理高温气体辐射物性参数,采用视在光线法求解辐射传输方程,数值分析了侧喷发动机喷射角、喷口位置和压比配置对拦截弹侧喷射流红外辐射特性的影响。结果表明:高超声速飞行器红外辐射强度随喷射角由负转正而增大,辐射峰值增长率约为2 W/(sr·μm·°);光谱辐射强度随喷口位置后移,H=20 km下先急剧升高后缓慢降低,H=50 km下存在陡降点;红外辐射强度随射流压比的增大而增大,辐射峰值增长率约为14 W/(sr·μm)。 展开更多
关键词 转向和姿态控制系统 红外辐射 侧喷射流 喷流干扰效应 喷口参数
原文传递
长试验时间激波风洞测力技术研究 被引量:17
14
作者 汪运鹏 刘云峰 +6 位作者 苑朝凯 罗长童 王春 胡宗民 韩桂来 赵伟 姜宗林 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第3期545-556,共12页
中国科学院力学研究所复现飞行条件高超声速激波风洞JF12的落成突破了毫秒级试验时间的瓶颈,有效试验时间超过100 ms.因此,对于JF12长试验时间激波风洞的测力试验,基于应变天平技术较为成熟、结构简单等优点,我们考虑采用传统的应变计天... 中国科学院力学研究所复现飞行条件高超声速激波风洞JF12的落成突破了毫秒级试验时间的瓶颈,有效试验时间超过100 ms.因此,对于JF12长试验时间激波风洞的测力试验,基于应变天平技术较为成熟、结构简单等优点,我们考虑采用传统的应变计天平.但是,激波风洞来流冲击所带来的惯性力干扰导致天平测力系统产生低频振动,传统内置应变天平的结构刚度很难保证信号有足够的处理周期,这大大限制了激波风洞测力模型的尺寸和重量.针对这个难题,基于JF12激波风洞的运行特点及对测力天平刚度特性的特殊要求,优化设计了应变天平的测力单元结构以适用于这种脉冲动态测力试验,相应加工制造了大刚度、低干扰、高灵敏度的系列脉冲型应变天平,结构形式包含了杆式和盒式,最大载荷(法向力)从1 k N到30 k N,以满足不同尺度飞行器的测力试验需求.同时,我们应用不同尺度的测力模型对研制的脉冲型天平在JF12激波风洞进行了一系列动态气动力测量试验,以进一步评估JF12系列脉冲型应变天平的结构特性和测力性能. 展开更多
关键词 激波风洞 长试验时间 气动力测量 应变天平
在线阅读 下载PDF
爆轰驱动膨胀管性能研究 被引量:9
15
作者 周凯 汪球 +1 位作者 胡宗民 姜宗林 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期810-816,共7页
超高速流动一般指速度超过5km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战。膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室... 超高速流动一般指速度超过5km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战。膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD)通过将正向爆轰驱动技术和膨胀管结合在一起,建成了可实现最高速度10km/s超高速试验气流的爆轰驱动膨胀管(JF-16),并开展了典型模型试验。在此基础上对JF-16进行了改造升级工作,为其设计喷管增加了膨胀风洞运行模式,对其性能进行了相关试验测试研究。同时,对膨胀管相关数值方法进行了介绍,并开展数值模拟对试验状态进行辅助诊断和分析。 展开更多
关键词 超高速 爆轰驱动 膨胀管 性能研究 试验测试 数值模拟
原文传递
应力波天平在国内激波风洞上的应用 被引量:8
16
作者 刘洪山 徐翔 +3 位作者 姜华 于时恩 吕治国 康良 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期36-39,共4页
介绍了应力波天平的特点、原理,通过应力波天平设计、制作、校准、试验、数据处理等方面在中国空气动力研究与发展中心0.6m激波风洞上的应用情况,指出有必要在国内激波风洞上更进一步地开展应力波天平测力技术。
关键词 激波风洞 应力波 天平 气动力
在线阅读 下载PDF
JF-16膨胀管流场分析及升级改造 被引量:8
17
作者 周凯 苑朝凯 +1 位作者 胡宗民 姜宗林 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期3296-3303,共8页
膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一,针对中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的爆轰驱动膨胀管JF-16,通过高焓流动数值模拟方法辅助诊断JF-16的流场特性可以发现,高温真实气体效应可以显... 膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一,针对中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的爆轰驱动膨胀管JF-16,通过高焓流动数值模拟方法辅助诊断JF-16的流场特性可以发现,高温真实气体效应可以显著增加激波对气体的压缩能力并影响强激波结构,加速段内试验气流静温及化学成分较真实飞行条件有所偏离。为此对JF-16进行升级改造,通过在加速段末端加装锥形喷管,利用喷管的定常膨胀过程进一步调整试验气流的静温,进而提高试验气流品质,同时可以扩大试验区尺度。数值模拟结果表明8°锥角为最优选择,此时试验区尺度可扩大至140mm。 展开更多
关键词 膨胀管 超高速 数值模拟 流场特性 锥形喷管
原文传递
爆轰驱动高焓激波风洞及其瞬态测试技术的研究与进展 被引量:12
18
作者 姜宗林 赵伟 +1 位作者 林贞彬 俞鸿儒 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2001年第2期312-317,共6页
关键词 爆轰驱动 高焓激波风洞 瞬态测试
在线阅读 下载PDF
高超声速钝锥流场红外辐射实验研究 被引量:3
19
作者 林贞彬 黄德 +4 位作者 杭建 林建民 郭大华 曾明 葛学真 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第4期446-451,共6页
报道了在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展的再入流场红外辐射实验研究.风洞的试验状态为: 驻室总压19.6 MPa,总焓15.5 MJ/kg,自由流速度约5 km/s.实验以锑化铟多元红外成像系统为测量手段,以球头钝锥体为试验模型,测量激波... 报道了在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展的再入流场红外辐射实验研究.风洞的试验状态为: 驻室总压19.6 MPa,总焓15.5 MJ/kg,自由流速度约5 km/s.实验以锑化铟多元红外成像系统为测量手段,以球头钝锥体为试验模型,测量激波层与近尾流中红外辐射功率的横向分布剖面.试验数据呈现明显的规律性.试验结果表明,激波层内壁面附近的红外辐射功率较小,中间有一区域辐射较大且相对均匀,激波层外缘辐射单调减小;尾流中红外辐射功率在轴线附近的核心区最大,随着离轴线距离的增大而单调减小. 展开更多
关键词 高焓激波风洞 风洞实验 再入流场 红外辐射 测量技术
在线阅读 下载PDF
烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究 被引量:5
20
作者 吕治国 刘洪山 +2 位作者 张雁 于时恩 姜华 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2003年第1期6-8,14,共4页
介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况。试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据。针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平... 介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况。试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据。针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平设计上采取了粗短主体结构另配支杆的方式;在风洞试验中采用正负攻角等较为有效的方法。风洞试验主要结果如下:烧蚀变形对锥模型轴向力影响较大,对其余的气动力分量影响值较小。在0°攻角下Cm0为10-4量级,Cn0为10-3量级,配平攻角约为0.028°。由此表明:激波风洞压电天平能够测量该烧蚀端头模型的小Cm0和Cn0。 展开更多
关键词 烧蚀端头锥模型 激波风洞试验 压电天平 模型试验 锥形飞行器
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 8 下一页 到第
使用帮助 返回顶部