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近十几年来,由于压敏漆(Pressure Sensitive Paint、PSP)测量技术的不断完善与发展,国际上主要空气动力试验机构逐步将其应用于2 m量级工程型风洞,完成模型表面压力测量、模型表面流动显示与 CFD 结果验证。在2.4m跨声速风洞建立了双组份、多光源和多CCD的PSP测量系统,解决了大型暂冲式跨超声速风洞试验存在的模型表面温度变化、光照均匀性与强度变化,以及模型振动、试验数据修正、喷涂与压敏涂料校准等诸多影响PSP测量结果精准度与可靠性的问题,并成功应用于大飞机测压模型和三角翼测压模型压力分布测量试验。试验结果表明:在小迎角范围压敏漆涂层对模型表面压力分布影响不明显;在试验马赫数0.4~0.82、模型迎角-4°~4°范围,PSP与传统电子扫描阀测量结果的Cp 均方根偏差小于0.03,测量精准度与国外同量级连续式跨声速风洞相当。可以为飞行器气动优化设计和空气动力学研究提供一种新的、先进的测试技术。 相似文献
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针对传统路径跟踪方法不能有效解决移动路径跟踪(MPF)问题, 通过改进时变向量场方法提出一种新型移动路径跟踪控制方法, 并应用到舰载机自主着舰控制问题中。基于舰载机非线性模型, 以反步法为主体框架, 在时变向量场中定义轨迹误差, 同时为定义的虚拟控制量设计Lyapunov函数, 实现航向角和爬升角的快速准确跟踪, 保证舰载机航迹跟踪期望移动路径。稳定性分析证明跟踪误差收敛, 仿真结果表明控制方法具有良好的着舰性能。 相似文献
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固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超声速空气流的燃烧室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案,开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究,验证了该方案的合理性和优势,并获取了燃烧室内的燃烧特性,探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示,相比于中心支板喷注方案,侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题,但能够增强掺混,提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离;而在中心支板式固体冲压发动机中,在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气,可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度,提高燃烧效率和燃烧室性能。 相似文献