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FL—2风洞半模型试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍沈阳空气动力研究所新建FL-2风洞半模型试验设备及利用B737-300大展弦比全机半模型,采用“机身垫块+立尾反射板”法,进行纵向测力试验,并与国内同类风洞同一机型半模型和全模型试验数据比较结果。 相似文献
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飞机在大迎角下机动飞行,流动状态的非定常性是其主要特性。对此进行研究是十分必要的。为了在高速风洞中开展飞机大振幅动态特性研究,专门设计了一套大振辐动态试验装置,使FL-2风洞具备了大振辐动态试验能力。并用此装置在FL-2风洞初步完成了一期试验。文中主要对此试验装置及其试验能力和风洞试验情况作了介绍。 相似文献
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通过数值求解全速热方程,计算了超声速来流的前机身及翼-身组合体。当流场存在亚声速区时,在此区域内采用中心差分格式,迭代求解,并引入多重网格技术,加快收敛;当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时,在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明,本文的方法可靠,结果准确,可以向工程应用方面推广。 相似文献
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用激光多普勒技术测量了二维扩压器中不可压湍流边界层分离流动,得到了时均速度和雷诺剪应力分布。实验结果分析表明:以Coles速度律发展的Bardina速度分布可以描述瞬时间歇分离点以前和瞬时间歇再附点以后的时均速度分布,但无法描述分离区的边界层速度型。Cross速度分布可描述分离区的边界层速度分布。Cebeci&Smith涡粘性代数模型难以正确地描述分离边界层的雷诺剪应力。 相似文献
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在风洞实验中,为了保证实验结果的可靠性,首先需要了解流场的品质。笔者自行设计研制了用于高超声速推进风洞流场测量的带有水冷装置的可移动式扫描总压耙。对于出口截面为300mm×187mm的风洞喷管,通过计算机程序控制,可在3s时间内实现全截面间歇式或连续式扫描,最大移动速度可达250mm/s,而且定位准确。通过扫描结果,分析了流场压力均匀性、稳定性以及实验结果的可重复性,同时还给出了风洞喷管出口截面的总压与马赫数等值线图。从而为超燃冲压模型发动机实验提供参考数据。 相似文献
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介绍了子波分析的历史、基本知识以及在实验流体力学方面的应用。讨论了子波变换在客观辨识湍流边界层相干结构方面的应用。作者用子波变换的方法提出了确定湍流边界层相干结构挥发时间尺度的能量最大准则,提取了相干结构对应的速度信号波形。用于波变换研究了湍流边界层脉动速度信号的局部奇异性行为,发现相干结构发生处脉动速度信号的局部奇异性指数为负值。 相似文献
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