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探头运动式极低风速标定系统密闭室洞壁干扰及前端壁扰动反射都可能对密闭室流场产生影响,从而影响标定精度。采用运动重叠网格技术,用URANS 方程数值模拟密闭室流场,考察密闭室侧壁干扰、前端壁反射对流场和标定的影响。选择有洞壁和无洞壁情形计算密闭室流场,比较两种情形下的速度场;对于密闭室前端壁扰动反射问题,选择有前端壁和无前端壁两种边界条件,计算密闭室流场,比较不同时刻两种情形下的速度场。结果表明:洞壁干扰和前端壁反射引起的速度场偏差对标定的影响都在可接受范围内。 相似文献
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中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术.喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型.该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正.该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正.调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的. 相似文献
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基于无线传感器网络的室内火灾报警系统 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了将无线传感器网络应用于室内火灾报警系统.通过在室内部署可以探测温度,烟雾浓度和光强度的传感器节点,组成无线传感器网络.根据系统实时监测和可靠性的要求,提出了基于语义的数据处理和组合事件检测的思想,使系统具有灵活、可靠、易于扩展和低功耗的特点.使用TinyOS设计该系统,并通过TOSSIM仿真实验验证了该系统的正确性和可靠性. 相似文献
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为满足型号试验需求,2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m(宽×高)的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险,以0.24 m×0.20 m跨声速风洞(2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞)为实验平台,采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件,并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行,且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响,研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时,专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σM≤0.01(0.4≤Ma<1.0)、σM≤0.02(1.0≤Ma≤1.2、1.4)设计指标要求,并且在Ma≤1.0时,σM达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持,也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。 相似文献
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基于0.6 m暂冲式三声速风洞,建立了压敏漆测压系统,解决了各分系统的同步控制问题。研究了涂料喷涂影响、图像滤波和系统测量稳定性及精准度等技术细节,并将该系统首次应用于未来大型客机减阻与激波控制的机翼表面压力测量中,获得了基本外形和鼓包外形机翼表面的压力分布、激波位置及形态。检验了设计鼓包在设计状态和稍偏离设计状态下的激波控制效果及其对上翼面压力分布和升力特性的影响。研究结果表明:涂料喷涂质量不佳造成的表面粗糙度和厚度变化会显著影响压力分布,喷涂质量需严格控制。窗口直径8像素迭代3次的高斯滤波对压力波动的平滑效果较好且不会失真。建立的压敏漆系统与压力传感器的压力系数测量均方根偏差在0.022以内,压力均方根偏差小于620 Pa,测量精准度较高。设计鼓包在设计状态及稍偏离设计状态下,均能够有效减弱激波强度,保证机翼升力变化很小,从而提高机翼的升阻比。 相似文献
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为使某航空发动机转子过盈止口热装到位,需要选择合适的预紧压力。利用有限元分析方法,对过盈止口进行稳态、瞬态热分析及瞬态动力学分析,获得了止口温度场、接触压力及摩擦力随时间的精确变化趋势,为合理选择过盈止口热装压紧力提供参考依据。 相似文献
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