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关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°~90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别。通过M:0.4和0.8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明:在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决。 相似文献
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引言 钝头体0°—180°大攻角风洞实验技术研究,对于载人宇宙飞船、无人驾驶行星再入体等的气动力设计有着十分重要的意义。鉴于当前常用生产性风洞的尺寸较小,加之小尺寸尾支撑内式天平研制的困难,若仍采用国外通常使用的一种较为复杂的模型、天平与支杆组合的尾支撑方法实验,目前的测试水平难以获得可靠的结果,既麻烦又不经济。由于对以分离流为特征的复杂外形的钝头体,至今还无法通过理论计算来获取可靠的大攻角气动力特性, 相似文献
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所有通过大气层的飞行器,都要利用风洞实验和理论计算来确定它们的空气动力外形和空气动力特性。实验工作者努力发展从亚跨声速到高超声速范围的风洞实验设备,并利用新的观测、显示、信息处理手段,揭示空气的流动现象,为飞行器设计师提供更多、更精确的气动力数据。理论工作者根据空气动力学的原理和各种理论,努力把实验揭示出的空气流动形态概括成数学模型, 相似文献
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飞船返回舱高超声速气动特性的风洞实验分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在返回舱再入过程中,高超声速配平升阻比是一个十分重要的参数。文章介绍球冠倒锥外形返回舱模型在φ0.5m高超声速风洞中气动力的测量结果,给出Ma=4.94、5.96、7.96,相应的Re=3×10^6、6×10^6、2×10^6(以最大横截面直径为特征长度)气流条件下,攻角从2°~-27°变化范围内返回舱的气动力特性,讨论重心位置纵移与横偏变化对配平升阻比和纵向稳定性的影响。 相似文献
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文章基于Euler方程及N_S方程的数值求解方法 ,对返回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟 ,其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法 ;N_S方程数值求解采用二阶Harten_Yee格式的差分法。得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较 ,得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段 相似文献
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为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。 相似文献
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文章基于Euler方程及N-S方程的数值求解方法,对回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟,其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法;N-S方程数值求解采用二阶Harten-Yee格式的差分法,得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较,得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段。 相似文献
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NASA兰利研究中心正在研究把采用高速计算机,先进的传感器以及超导线圈等先进技术的大型磁悬和天平系统(MSBS)应用于风洞试验的可行性。 磁悬和天平系统可以代替普通风洞试验段内固定试验模型的支杆装置,实现无机械约束的三维模型试验,避免了机械支杆装置对周围气流的干扰,特别是在跨音速风洞内。 支杆装置的干扰问题对新一代跨音速风洞,如兰利中心的国家跨音速风洞,显得更为突出。国家跨音速风洞的工作气体压力需要高达9个大气压,以模拟实际飞行的雷诺数。而这么高的动压需要尺寸更大和更复杂的模型 相似文献
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亚跨超声速返回舱动稳定特性 总被引:1,自引:0,他引:1
在“阿波罗”、“联盟号”和“海盗号”等返回舱与行星探测器研发阶段,动稳定特性严重影响着降落伞系统与控制系统的设计。文章采用风洞自由振动试验方法,研究有/无前端框两种返回舱外形的动稳定特性。试验结果表明:两种返回舱外形动稳定导数的量级在全马赫数范围内都很小,在亚、跨声速,甚至超声速范围均出现动不稳定现象。该现象与返回舱分离区绕流特性密切相关。返回舱的动稳定导数随攻角的起伏变化很大,具有很强的非线性特征。在亚声速和跨声速范围,返回舱的动稳定性呈现明显的极限环振动特性。有/无前端框模型的试验结果对比表明:有前端框模型和无前端框模型动稳定性规律比较接近,但是由于前端框表面绕流影响,无前端框模型的稳定性比有前端框模型要稍差一些。 相似文献
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本文概述了具有顺,逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性,作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘,可供理论研究时参考。 相似文献
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高超声速绕钝舵层流干扰流场特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
研究高超声速层流状态下的钝舵与平板干扰流场特性.通过实验模拟与数值模拟描述了干扰流场的主要特征.模型由平板与钝舵组成,舵后掠角可变.实验在高超声速炮风洞内完成,来流马赫数为7.97,单位雷诺数为5.06~5.89×106(1/m).通过纹影照像、模型表面压力测量来进行流场结构分析和分布规律研究.数值模拟结果不仅与实验结果进行了比较,还提供了空间流场的细节.研究结果说明了层流状态下干扰流场流动特性及后掠角对流场特性的影响,随着舵前缘后掠角减小,干扰流场尺度、压力峰值载荷增大. 相似文献
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《航天返回与遥感》2018,(6)
针对高超声速飞行器地面模拟试验需求,传统试验方法难以实现真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数模拟能力,磁流体动力加速风洞提供了全新技术路线。文章归纳了国内外磁流体动力加速风洞研究发展现状,介绍了磁流体动力加速风洞原理。文章对基于热电离的磁流体动力加速风洞方案进行了论述,采用高频等离子发生器为设备提供加热源,从而避免电极烧损所引起的污染问题,控制气体总温不超过3500K,使气体离子化低于30%,通过两级加速,达到出口马赫数为15的模拟环境。文章进一步分析了磁流体动力加速风洞关键技术问题。超声速气流电离技术方面,核心问题在于超声速气流电离规律与机理以及电离种子注入、电子束电离等关键技术;磁流体动力加速通道设计方面,重点考虑气流密度及磁感应强度等因素的综合影响以及电极设计技术;高超声速模拟测试方面,关键技术包括电磁屏蔽技术、微波干涉仪技术、平面激光诱导荧光技术、高分辨率高性能的光谱测试技术等。最后,提出了磁流体动力加速风洞技术发展建议。 相似文献
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首先分析了飞船返回舱亚跨声速气动特性,指出其受飞行状态影响大的特点。然后采用数值仿真的方法,详细研究了亚跨声速气动特性对返回舱运动特别是姿态运动的影响。所作分析与所得结果有利于工程实际。 相似文献
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本文介绍了编制一组解轴对称喷管气体/粒子流动方程组的计算机程序的进展情况。已经编写了两个程序,是用来解喷管喉部跨声速区的方程组的。第一个程序把两相流体看成是一种具有修正等熵指数和修正分子量的重理想气体,并解跨声速等熵流动方程组,得到的初始流场形状作为第二个程序的输入。第二个程序包含有气体/粒子混合物非平衡效应。这两个程序为进行超声速计算提供准确的初始线数据,这些数据将用作第三个程序的输入。第三个程序是解喷管超声速区两相流动方程组的,不久即将写成。 相似文献