航天器着陆/上升过程羽流效应评估方法综述 被引量：1

1

作者 孙兴亮 吴成赓 +3 位作者 商圣飞 王黎珍 王闯 黄震 《航天器环境工程》 2025年第3期276-287,共12页

在载人月球探测及月球以远天体探测任务中,针对航天器的高精度、高效益、高可靠和高安全等要求,进行航天器的总体设计、地外天体着陆/起飞方案设计和空间环境适应性设计及验证时需要准确的羽流环境条件作为输入。文章归纳了航天器羽流... 在载人月球探测及月球以远天体探测任务中,针对航天器的高精度、高效益、高可靠和高安全等要求,进行航天器的总体设计、地外天体着陆/起飞方案设计和空间环境适应性设计及验证时需要准确的羽流环境条件作为输入。文章归纳了航天器羽流效应评估的基本方法,调研了国内外羽流效应地面试验和仿真分析的重要研究进展,系统梳理了航天器在月球及以远天体着陆/上升过程面临的羽流问题并提出解决思路和羽流效应研究发展建议,可为后续载人登月任务研制实施及月球以远深空探测航天器羽流效应评估和防护设计提供参考。 展开更多

关键词 地外天地探测 着陆/上升 羽流效应 评估方法 数值仿真

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攻角影响下的椭锥中心线边界层转捩实验研究

2

作者 郑文鹏 陆小革 易仕和 《力学学报》 北大核心 2025年第2期413-423,共11页

攻角变化是真实飞行条件下常见的飞行变量之一,由此引起的流动结构、热力分布等特征变化不可忽视.为研究攻角对于流向涡失稳相关的三维边界层转捩的影响,选用长短轴比为4:1的椭锥模型,针对其迎风面中心线边界层转捩机制及其随攻角变化... 攻角变化是真实飞行条件下常见的飞行变量之一,由此引起的流动结构、热力分布等特征变化不可忽视.为研究攻角对于流向涡失稳相关的三维边界层转捩的影响,选用长短轴比为4:1的椭锥模型,针对其迎风面中心线边界层转捩机制及其随攻角变化规律开展了风洞试验研究.采用温敏漆(TSP)技术与基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS)技术,得到了不同攻角时沿流向方向温升曲线以及流向、横切向的边界层精细结构图像,分析了转捩起始点、扰动波特征频率以及边界层精细结构随攻角的变化规律,并基于由脉动压力测试得到的边界层扰动波特征频率和幅值信息对所得规律做了进一步论证与解释.主要结论如下:在0°~2°攻角变化范围内,椭锥中心线边界层均经历了由层流至湍流的演化过程,边界层转捩过程由低频特征频率主导,随攻角增大扰动特征频率增大但幅值不变,且转捩起始点对于攻角的变化不敏感,而当攻角增大至5°时,在观测范围内边界层能维持扰动波的稳定增长,边界层未演变至湍流阶段,转捩明显推迟. 展开更多

关键词 攻角 椭锥 流动显示 压力频谱 转捩

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基于激光散斑背景纹影的高焓等离子体流场测量

3

作者 石伟龙 张子俊 +1 位作者 李晓辉 甘才俊 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期95-102,共8页

高频感应等离子体风洞是一种重要的高焓流场模拟设备,因其存在高焓、极低密度和强自发光等极端流场条件,传统流场显示和测量方法无法得到有效流场结构。本文针对高频感应等离子体风洞的流场特性,研究了基于激光散斑的背景纹影技术。激... 高频感应等离子体风洞是一种重要的高焓流场模拟设备,因其存在高焓、极低密度和强自发光等极端流场条件,传统流场显示和测量方法无法得到有效流场结构。本文针对高频感应等离子体风洞的流场特性,研究了基于激光散斑的背景纹影技术。激光散斑背景相比于传统打印/喷涂散斑背景,其散斑成像质量与相机焦距无关,且具有高亮度、短脉冲时间和单色性等优点,系统灵敏度和抗杂光干扰能力显著提高。本文采用光流算法计算背景散斑位移,提高了低密度流场微小位移的计算精度;在高频感应风洞测量获得了球头模型脱体激波结构,并与数值模拟结果进行了对比,试验得到的激波形状和位置与数值模拟结果吻合较好,验证了背景纹影技术在极端流场条件中的测量有效性。 展开更多

关键词 高焓流场 等离子体 背景纹影 激光散斑 光流算法

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稀薄气体环境高灵敏度高稳定性压力敏感涂料开发与表征

4

作者 吴靖 陈培辉 +2 位作者 黄赞强 黄峰 李国帅 《航空学报》 北大核心 2025年第14期77-87,共11页

在低压条件下准确测量航天器模型的表面压力分布,有助于对空间探测器进行优化设计。压力敏感涂料(PSP)是一种非接触式的全场表面压力分布光学测量技术。为了在稀薄气体环境中应用PSP技术,需要开发在低压条件下具有高压力灵敏度、高压力... 在低压条件下准确测量航天器模型的表面压力分布,有助于对空间探测器进行优化设计。压力敏感涂料(PSP)是一种非接触式的全场表面压力分布光学测量技术。为了在稀薄气体环境中应用PSP技术,需要开发在低压条件下具有高压力灵敏度、高压力灵敏度稳定性的PSP以实现微小压力测量。以长发光寿命发光分子PdTFPP、高透氧聚合物室温硫化硅橡胶(RTV),结合不同种类、含量的微纳颗粒,开发压力敏感涂料,研究了颗粒种类、颗粒含量、分散剂对压力敏感涂料稳态性能的影响。实验结果表明,采用介孔二氧化硅(mSiO2)作为微纳颗粒的聚合物-陶瓷压力敏感涂料(PC-PSP),相比其他微纳颗粒,表现出更高的压力灵敏度和更低的光降解率。颗粒含量达到70wt%且不使用分散剂制备的PdTFPP/mSiO2-RTV,压力灵敏度、压力灵敏度稳定性分别为80.72%/kPa、99.44%,并且其温度敏感度、光降解率分别为-0.9%/K、-0.09%/min。通过对比其他基于高氧透过性聚合物的PSP,证明了PdTFPP/mSiO2-RTV(70wt%)更适用于低压条件下的稳态微小压力测量。 展开更多

关键词 压力敏感涂料 稀薄气体环境 稳态性能 压力灵敏度 压力灵敏度稳定性

原文传递

基于TDLAS多线吸收的超燃冲压发动机直连台架燃烧场二维分布测量

5

作者 夏晖晖 张顺平 +5 位作者 杨顺华 阚瑞峰 许振宇 阮俊 姚路 黄安 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期80-86,共7页

本文针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布的高分辨率测量需求,发展了先进的可调谐激光吸收光谱(TDLAS)燃烧场分布重建技术,该技术通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目,实现场分布重建问题求... 本文针对超燃冲压发动机燃烧室扩张段非均匀流场温度和水汽浓度二维分布的高分辨率测量需求,发展了先进的可调谐激光吸收光谱(TDLAS)燃烧场分布重建技术,该技术通过增加激光测量光路上扫描获得的水汽吸收谱线数目,实现场分布重建问题求解方程数量的增加;通过联立所有交叉光路下吸收光谱获得的吸光度方程,构建以温度和浓度为未知数的最优化目标函数;并采用全局寻优模拟退火算法对目标函数进行求解,实现温度场和水汽分压场的重建。发动机直连台架试验中,采用正交光路布局,设计共16条测量光路(水平5条、垂直11条)的方形光机结构,集成TDLAS测量系统。对5只DFB激光器采用分时直接吸收探测方式,测量频率4 kHz,每条测量光路下可扫描获得5条水汽吸收谱线(7467.77、7444.36、7185.60、7179.75和6807.83 cm),系统在高温炉上开展了多温度台阶标定测试,温度测量偏差在2.7%以内。外场试验中,对16条光路下同步采集到的吸收光谱数据进行离线处理,获得了发动机燃油点火、燃烧、熄火各个状态下的温度场和水汽分压场分布数据。试验结果表明:TDLAS多线吸收测量技术能够实现场分布准确稳定测量,满足发动机复杂燃烧流场诊断和恶劣工况工程应用需求。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 燃烧诊断 场分布二维测量 可调谐激光吸收光谱 全局寻优重建算法

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内外流一体化气动热模拟一致性研究

6

作者 张旭辉 王兆伟 姚冉 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期45-53,共9页

以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier-Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式... 以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier-Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式为Roe的FDS,时间格式为LU-SGS。在FD-20a激波风洞中开展风洞试验,来流马赫数Ma∞=6,单位雷诺数ReL=1.14×10^(7)~2.98×10^(7) m^(-1),迎角α=0°~8°。仿真与试验的对比结果表明:沿流向流动干扰复杂程度增大,热流模拟一致性降低;压缩面流动以附着流和小分离为主,仿真与试验一致性较好,平均差异约22.3%;在分离与激波边界层干扰等作用下,与压缩面相比,内流的仿真与试验差异增大,其中喉道平均差异约43.5%,隔离段平均差异约31.8%。受Edney型激波干扰的作用,唇口的仿真与试验在三维空间分布上的最大差异达到100%。从网格、数值方法、非定常特性和不确定度评估等方面,归纳总结了沿流向气动热仿真与试验差异增大的原因。 展开更多

关键词 内外流一体化 气动热 激波风洞 数值仿真 一致性

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真实气体效应和热化学反应对激波风洞流场特征参数的影响研究 被引量：1

7

作者 黄成扬 李贤 +3 位作者 孔小平 孔荣宗 罗仕超 胡守超 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期1301-1312,共12页

真实气体效应会改变气体热物性,热化学反应则会影响激波波后状态,两者将共同影响激波风洞流场特征参数。利用真实气体状态方程和热化学平衡假设,建立了一套真实气体热物性和波后参数快速计算方法,研究了真实气体热物性参数的变化及热化... 真实气体效应会改变气体热物性,热化学反应则会影响激波波后状态,两者将共同影响激波风洞流场特征参数。利用真实气体状态方程和热化学平衡假设,建立了一套真实气体热物性和波后参数快速计算方法,研究了真实气体热物性参数的变化及热化学反应对波后参数的影响。通过考虑真实气体和热化学非平衡效应的准一维计算方法,结合气动理论分析,研究了真实气体效应和热化学反应对风洞流场时空结构和驻室参数的影响。结果表明,真实气体的声速、焓以及熵等参数与理想气体存在显著差异,且偏差随着压强的增加而增大。热化学反应使得激波波后气体温度和压强分别低于和高于定比热比假设的结果,且波后状态接近热化学平衡。真实气体效应则使得膨胀波波头传播速度增加及入射激波马赫数减小,影响风洞流场的时空结构,并可能导致有效实验时间减小。 展开更多

关键词 激波风洞 真实气体效应 热化学反应 热物性参数 流场特征参数

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升力体缝隙模型红外测热试验及分析

8

作者 张志刚 陈挺 +5 位作者 赵金山 祝智伟 廖军好 石义雷 尹琰鑫 彭治雨 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期46-54,I0001,共10页

针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础... 针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础上,研究了选取不同帧次的红外热图进行数据处理对热流密度结果的影响,分析了缝隙干扰引起的热流密度增量。结果表明:投放后模型抖动对数据处理存在明显影响,建议在数据处理中采用模型投放稳定后(约1.2 s)的红外热图结果;“T”字型缝干扰区的热流密度增量需要引起重视,攻角35°情况下的峰值热流密度能达到无缝隙时热流密度的8倍以上;红外测热试验数据与CFD数据吻合较好,两者仅在很小的峰值干扰区域存在差异。下一步需要在CFD建模倒角处理、红外方案优化等方面开展工作。 展开更多

关键词 热流密度 红外热图 风洞试验 缝隙 升力体

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燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究 被引量：13

9

作者 贺元元 贺伟 +2 位作者 张小庆 吴颖川 杨基明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1741-1746,共6页

吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过... 吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过长时间激波风洞,采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力,重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300~600ms有效试验时间内,能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性,试验数据与CFD计算结果基本吻合。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 高焓脉冲风洞 气/推进一体化试验 试验数据修正

原文传递

高超声速飞行器尾迹转捩及其对雷达散射截面的影响 被引量：9

10

作者 于哲峰 陈旭明 +4 位作者 杨鹰 部绍清 谢爱民 黄洁 柳森 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期2467-2472,共6页

当飞行器在大气层中以高超声速飞行时,在下游形成的等离子体尾迹有可能引起雷达散射截面(RCS)突增现象,影响飞行器的探测、跟踪和识别。在自由飞弹道靶上开展高超声速模型流场特性试验研究,测量不同马赫数和靶室压力下模型尾迹的流场结... 当飞行器在大气层中以高超声速飞行时,在下游形成的等离子体尾迹有可能引起雷达散射截面(RCS)突增现象,影响飞行器的探测、跟踪和识别。在自由飞弹道靶上开展高超声速模型流场特性试验研究,测量不同马赫数和靶室压力下模型尾迹的流场结构和转捩位置,利用转捩准则对试验结果进行分析,讨论了转捩位置变化对高超声速飞行器RCS特性产生的影响。结果表明:模型特征尺寸、飞行马赫数和压力等是影响转捩位置的主要参数;尾迹对高超声速飞行器RCS的影响非常复杂,将改变RCS大小,使雷达成像变模糊甚至产生假目标。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 弹道靶 自由飞 尾迹转捩 雷达散射截面

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超燃冲压发动机推力性能评估方法 被引量：7

11

作者 吴颖川 贺元元 +3 位作者 张小庆 任虎 刘伟雄 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期26-32,共7页

超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净... 超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 机体推进一体化 脉冲燃烧风洞 推力 阻力 比冲

原文传递

高超声速球模型及流场光辐射和电磁散射特性测量 被引量：7

12

作者 马平 石安华 +3 位作者 杨益兼 于哲峰 孙良奎 黄洁 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期1223-1230,共8页

为了研究高超声速目标及其流场对目标探测和识别的影响,在弹道靶设备上开展了球模型光辐射和电磁散射特性测量。由二级轻气炮发射模型,模型为15 mm的球,材料为Al2O3,速度范围4.2!6.1 km/s,靶室压力范围2.0!15.4 k Pa,光电倍增管探测... 为了研究高超声速目标及其流场对目标探测和识别的影响,在弹道靶设备上开展了球模型光辐射和电磁散射特性测量。由二级轻气炮发射模型,模型为15 mm的球,材料为Al2O3,速度范围4.2!6.1 km/s,靶室压力范围2.0!15.4 k Pa,光电倍增管探测器分别测量中心波长为254 nm、365 nm、430 nm的紫外辐射强度和可见光辐射强度,红外In Sb探测器分别测量波长为3!5μm、8!12μm的红外辐射强度,X波段单站雷达系统测量在视角为40°的全目标雷达散射截面积(RCS)。实验结果表明:在给定的实验条件下,模型及流场的光辐射强度和电磁散射特性强烈依赖于模型飞行速度和实验压力;模型及流场紫外辐射、可见光辐射主要为头部激波帽辐射,尾迹基本没有紫外辐射、可见光辐射;模型及流场红外辐射主要集中在模型头部区域,尾迹在3!5μm波段红外辐射明显且持续时间较长,尾迹在8!12μm波段辐射不明显;在模型飞行速度较低时,模型及流场的电磁散射能量主要集中在有绕流的模型区域;当模型飞行速度较高时,模型及流场电磁散射能量分布在有绕流的模型区域和尾迹区域;在一定的实验条件下,模型尾迹总目标RCS比等离子鞘套包覆的模型目标RCS大约1个数量级。 展开更多

关键词 兵器科学与技术 光辐射 电磁散射 弹道靶 流场 测量

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电弧加热高温磁流体发电地面试验研究 被引量：6

13

作者 欧东斌 曾徽 +5 位作者 杨国铭 朱安文 刘飞标 王铸 彭燕 刘保林 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期42-48,共7页

针对航天器未来空间飞行任务对大功率电源的迫切需求,开展了基于电弧加热的高温气体磁流体(MHD)发电地面试验研究。利用长分段电弧加热器加热氩气试验工质,模拟MHD发电所需的温度和压力条件,通过注入铯种子的方式提高试验工质的电导率,... 针对航天器未来空间飞行任务对大功率电源的迫切需求,开展了基于电弧加热的高温气体磁流体(MHD)发电地面试验研究。利用长分段电弧加热器加热氩气试验工质,模拟MHD发电所需的温度和压力条件,通过注入铯种子的方式提高试验工质的电导率,成功进行了直通式和盘式MHD发电地面试验:在磁场强度1T试验条件下,直通式发电机最大输出发电功率达到196W;在磁场强度7T试验条件下,盘式发电机最大输出发电功率达到10.5kW。本研究工作验证了磁流体发电技术的前景,为更高功率的磁流体发电机研究及空间应用奠定了基础。 展开更多

关键词 磁流体发电 直通式MHD发电机 盘式MHD发电机 长分段电弧加热器 发射光谱

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内转式进气道自起动性能研究 被引量：10

14

作者 杨大伟 余安远 +3 位作者 韩亦宇 卫锋 丁国昊 曲俐鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期76-83,共8页

为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进... 为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进气道不能自起动,下壁面存在大范围的三维流动分离,流动损失严重。为了提高进气道的自起动能力,在下壁面距前缘400mm位置开孔泄流,开孔区域约100mm×40mm,开孔率0.2,实验模型孔径3mm;研究表明,泄流后进气道顺利自起动,总压恢复系数提高了0.25,泄流量损失仅为捕获流量的1%。进一步数值研究表明,泄流构型在攻角0°时的自起动马赫数在4.3～4.4,泄流极大地拓宽了进气道的工作范围。 展开更多

关键词 内转式进气道 起动 数值模拟 风洞实验 泄流

原文传递

ANSYS在压电天平设计中的应用 被引量：5

15

作者 赵荣娟 黄军 +2 位作者 刘施然 吕治国 李国志 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期96-102,共7页

利用ANSYS力电耦合的有限元分析方法,对一台三分量压电天平的性能进行评估。主要进行了静力、模态和瞬态响应特性分析,静力分析的目的是获得天平输出与施加载荷之间的关系,评估压电天平各分量的主灵敏度系数和分量间干扰灵敏度系数;模... 利用ANSYS力电耦合的有限元分析方法,对一台三分量压电天平的性能进行评估。主要进行了静力、模态和瞬态响应特性分析,静力分析的目的是获得天平输出与施加载荷之间的关系,评估压电天平各分量的主灵敏度系数和分量间干扰灵敏度系数;模态分析的主要目的是获得压电天平的各阶振动频率和振型,用于评估天平的频率响应特性;瞬态响应特性分析主要用于评估天平在瞬态载荷下的响应特性,评估加速度计惯性补偿的有效性。ANSYS分析结果表明:压电天平的各分量主灵敏度较高,具有较好的分量间抗干扰能力,设计的天平频响较高,加速度计实现了对天平输出信号中惯性振动信号的补偿,能够满足激波风洞测力试验的需求。天平校准和风洞试验结果表明:天平的实际性能与有限元评估结果一致。 展开更多

关键词 压电天平 有限元分析 力电耦合分析 静力分析 模态分析 瞬态响应特性分析

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Φ200高超声速风洞调试和流场校测 被引量：8

16

作者 周勇为 易仕和 程忠宇 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期57-61,共5页

介绍了新近建成的马赫数为2.5-7.0的Φ200mm高超声速风洞（Φ200 Hypersonic Wind Tunnel,HWT-200）调试情况及空风洞流场校测结果。调试校测结果表明,风洞的总温、总压、运行时间等参数完全达到了设计要求,顺利实现了宽马赫数范围下的... 介绍了新近建成的马赫数为2.5-7.0的Φ200mm高超声速风洞（Φ200 Hypersonic Wind Tunnel,HWT-200）调试情况及空风洞流场校测结果。调试校测结果表明,风洞的总温、总压、运行时间等参数完全达到了设计要求,顺利实现了宽马赫数范围下的超声速/高超声速运行;本风洞有较大的实验段流场均匀区,各流场的马赫数均方根偏差全部达到GJB（1179-91）的合格指标,一部分达到了先进指标。风洞运行时间不少于20s,是一座参数范围较宽、运行成本较低、维护方便、可用于空气动力学教学试验和基础性科学研究的设备。 展开更多

关键词 高超声速 风洞 风洞调试 流场校测

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M6高超声速静风洞的气动设计和结构研究 被引量：3

17

作者 周勇为 易仕和 +2 位作者 陈植 陆小革 葛勇 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期14-17,43,共5页

论述了发展高超声速静风洞设备与技术的重要性，对静风洞的基本特点进行了简要讨论。根据国内外发展静风洞的经验和成果，针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景，提出一座M6高超声速静风洞（M6HQWT）的气动和结构设计... 论述了发展高超声速静风洞设备与技术的重要性，对静风洞的基本特点进行了简要讨论。根据国内外发展静风洞的经验和成果，针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景，提出一座M6高超声速静风洞（M6HQWT）的气动和结构设计，重点讨论了阀门管路、稳定段和喷管抽吸装置的设计特点。M6HQWT的设计马赫数为6．0，喷管出口直径120mm，总压l一5MPa，总温约500K，运行时间20～30s。M6HQWT是国内第一座高超声速静风洞，具备实验教学和基础科学研究的能力。 展开更多

关键词 高超声速 静风洞 层流喷管 边界层 噪声

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捆绑式运载火箭跨声速气动阻尼特性试验研究 被引量：4

18

作者 季辰 吴彦森 +4 位作者 侯英昱 朱剑 刘文滨 白葵 刘子强 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期24-31,共8页

以某带助推的捆绑式运载火箭模型为研究对象,通过试验研究了该带助推的细长体弹性模型在不同马赫数和迎角下的一阶自由-自由弯曲气动阻尼特性和频率变化特性,并采用振型类似、频率降低的模型研究了减缩频率变化对气动阻尼的影响。试验... 以某带助推的捆绑式运载火箭模型为研究对象,通过试验研究了该带助推的细长体弹性模型在不同马赫数和迎角下的一阶自由-自由弯曲气动阻尼特性和频率变化特性,并采用振型类似、频率降低的模型研究了减缩频率变化对气动阻尼的影响。试验马赫数范围0.70~1.05,试验迎角范围0°~10°。研究表明:迎角对火箭一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼和频率有影响,但规律并不明显;一阶自由-自由弯曲模态的气动阻尼受马赫数影响,并在马赫数0.90附近出现跨声速凹坑现象;一阶模态频率随马赫数增加呈下降趋势,但下降数值较小;减缩频率对气动阻尼有影响,在马赫数0.70~0.90范围内和马赫数1.00之后,气动阻尼随着减缩频率的增加而降低,在马赫数0.92~0.98范围内,气动阻尼随着减缩频率的增加而增加。 展开更多

关键词 气动阻尼 跨声速 风洞试验 气动弹性 减缩频率

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火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术 被引量：4

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作者 杨贤文 郝东 +2 位作者 易国庆 师建元 郭鹏 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期1461-1467,共7页

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎... 为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4~0.8、迎角范围0°~25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明:火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4~0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平迎角。 展开更多

关键词 降落伞 高速风洞 测力 变迎角 火星探测

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带气膜冷却结构的高超声速平板不同前缘形状下表面传热特性研究 被引量：3

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作者 王小虎 易仕和 +2 位作者 付佳 陆小革 何霖 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第2期19-25,共7页

当带红外成像制导系统的飞行器在稠密大气层内做高超声速飞行时,必须采取主动冷却方式防止严重气动加热造成的窗口材料热畸变以及复杂流场造成的气动光学畸变。本文根据成像窗口周围流动具有受高超声速钝头体绕流和气膜冷却结构(即背面... 当带红外成像制导系统的飞行器在稠密大气层内做高超声速飞行时,必须采取主动冷却方式防止严重气动加热造成的窗口材料热畸变以及复杂流场造成的气动光学畸变。本文根据成像窗口周围流动具有受高超声速钝头体绕流和气膜冷却结构(即背面为空腔的超声速后台阶)共同作用的特点,在KD-01高超声速炮风洞中开展了带气膜冷却结构的高超声速平板在不同前缘形状下表面传热特性的试验研究,测量了Ma8来流条件下喷缝下游表面传热系数,试验获得了2种前缘形状的带气膜冷却结构的高超声速平板喷缝周围瞬态流场NPLS图像。通过分析试验数据,得出以下结论:对于带气膜冷却结构(气膜不工作状态)的高超声速平板,模型前缘的形状对喷缝下游区域的表面热流整体分布有明显影响,在钝前缘情形下,表面热流分布接近相同前缘形状的平板边界层为层流状态时的表面热流分布;在尖前缘情形下,表面热流分布则表现出从层流边界层状态向充分发展湍流边界层状态变化的特性;喷缝下游分离和再附区表面传热特性和超声速后台阶流动类似,取决于喷缝上缘处边界层相对厚度。 展开更多

关键词 高超声速 气膜冷却结构 表面传热 测量 钝前缘

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