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何中伟 《南京航空航天大学学报》1984,(1)
作者在试验中发现,超音速飞机轴对称进气道在迎角下,中心锥体上背风侧的斜激波倾角增大,斜激波离开唇部,而迎风侧的斜激波倾角减小,它进入外罩唇口的内侧。计算结果与试验观察到的完全吻合。这同苏联教科书中和国内沿用的观点恰好相反。 相似文献
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通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。 相似文献
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本文介绍了用标定激波管进行压力传感器灵敏度校准的方法和校准结果,分析了压力传感器灵敏度的静态校准值与激波管校准值之间产生误差的原因。实验结果表明,只要提高标定激波管的精度,两个校准值之间的误差小于5%,可以用激波管作压力传感器灵敏度的校准。 相似文献
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自由活塞高焓脉冲风洞是研究高温气体效应主要的地面模拟设备之一,具备模拟超高速流动的能力,主要分为自由活塞驱动的高焓激波风洞和高焓膨胀管风洞。经过数十年的发展,自由活塞高焓脉冲风洞不仅能够用于研究飞行器在超高速自由来流条件下的复杂气动热力学和气动光学等问题,还能开展自由飞、超燃冲压发动机和电磁辐射等技术的研究。综述其发展历程,重点介绍理论基础研究阶段、早期探索阶段和实用化发展阶段等3个阶段的研究历程和主要结论,以期为大型自由活塞高焓脉冲风洞及其试验能力的发展和应用提供借鉴和参考。 相似文献
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简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数,以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。 相似文献
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示踪粒子的跟随响应能力是影响高速流动PIV测量精度的重要因素。针对法向马赫数大于1.4的高速流动所提出粒子松弛特性分析模型,结合理论分析与数值模拟方法,发展了高速流动下的示踪粒子布撒技术,提高了PIV技术定量化测量能力。基于上海交通大学多马赫数风洞,以不同粒径的氧化钛颗粒作为示踪粒子,利用PIV技术观测Ma4的高速流动诱导的一道22°激波,结果显示30nm粒径的示踪粒子有更优秀的跟随响应能力;并以该粒子进行了不同条件下(包括斜激波与脱体激波)的跟随性实验验证,为高速流动PIV示踪粒子选择提供了实验支撑。 相似文献
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本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。 相似文献
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采用基于法布里-珀罗干涉仪的干涉瑞利散射测速技术在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma5、Ma6、Ma12的流场速度和湍流度的测量,了解了瑞利散射速度和湍流度测量系统在高超声速流场中应用的情况,结果表明目前该风洞流场湍流度在1%以内,速度测量结果与流场校测偏差最大1.3%;对激波后返回舱模型绕流速度进行了测量,Ma6来流的测量结果与数值模拟结果吻合较好,而Ma12来流的测量结果与数值模拟结果相差69%,对原因进行了分析。在实验中发现目前Φ0.3m高超声速低密度风洞的流场存在一定程度的冷凝现象,并对后续研究工作提出了建议。 相似文献