航空航天风洞测试技术的新进展ICIASF14届会议概况介绍

国际航空航天模拟测试技术会议是风洞测试技术专业会议，许多风洞测试新技术、新思想都首先在该会作报导，本文简要介绍了在温度、压力测量方面的一些新动向及一些测试仪器的改进和应用。     

115N肼催化分解推力室的研制

本文介绍了真空推力为115N 的肼催化分解推力室的设计、生产及试验情况。讨论了设计准则和有关问题。推力室在落压式系统通常使用的落压比4:1的压力范围(2.2～0.55MPa)内进行了试验。试验分别在地面和高空条件下进行。实测的推力、室压、比冲均达到设计值。讨论了某些试验过程中出现的低频室压振荡机理。     

高空飞行相关知识：关于座舱释压

我们易碎的壳——那些当我们在FL430巡航时给我们错误安全感的铝皮和树脂玻璃——能够让我们犯错误。多数飞行员都不会去仔细想这个问题,但出错的可能性确实存在。所有飞行员在复训中每年至少会有一次快速释压和紧急下降的训练,但令我经常感到吃惊的是许多人面对这种紧急情况漫不经心的态度。训练中做到的利落有序和事故真实发生时的情况不具有任何可比之处。真实的释压将会首先伴随有巨大的声响,因为座舱里的高压空气会“奔涌而出”直到飞机内外压力一致为止。这可能会由巨大的“砰”的一声开始——比开香槟的声音大100倍,尘土和碎片将会…     

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中的固定转捩形式以及使用限制，通过对某超临界机翼压力分布的试验与数值计算结果的比较，重点分析了不同位置的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对出现的问题做了分析。     

计算机压电测压系统在弹道压力测量中的应用

介绍了计算机压电测压系统的组成、压电测压传感器的工作原理以及压电测压系统等效电路和标定     

气压式电磁调节阀对气顶油制动系统压力传递影响的分析

介绍了在多轴重型越野车应用ABS系统的研究过程中。针对气项油等气液混合制动系统在确定系统工作频率时需要考虑的压力传递滞后问题。通过试验分析。说明在气顶油制动系统中。气压式电磁调节阀能迅速将气压的调节情况传递给制动阀。产生的滞后不会影响电磁阀调节。     

固体发动机额定推力的调节

在有喷射的情况下,调节固体发动机的额定推力有三种方法:1、在喷管流中喷射附加质量流;2、使喷射流与推进剂的燃烧产物起化学反应;3、改变推进剂表面上的火焰结构.前二种方法已由Reichard论叙过.虽然这些方法的效应可以通过计算来预估,但所有有关固体药表面率与燃烧室压力之间的关系式都是建立在试验基础上,没有一个完整的火焰理论可用来解释和预估推进剂性能.     

背景压强对电推进羽流场影响的数值模拟

真空舱内背景压强是电推力器地面试验过程中影响工作性能评估和羽流场参数诊断的重要参数。针对LIPS-200型离子推力器羽流场参数的数值仿真中采用的背景压强建立方法进行了仿真分析。仿真中采用混合粒子网格(PIC)方法和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法处理羽流场中等离子体运动和粒子间碰撞,分别采用虚拟粒子和计算粒子建立压强的方式,对电推进羽流场进行了数值模拟,并与绝对真空环境进行对比分析。结果表明:背景压强的存在导致中性粒子和电荷交换离子数密度较绝对真空环境高1个量级以上。虚拟粒子可大幅提高计算效率,获得的流场中电荷交换离子分布与计算粒子结果相近,但中性粒子分布相差较大,虚拟粒子无法表征壁面及真空泵的影响。      

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。