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本文介绍了高速高精度数据采集分析系统组成形式,性能指标和系统内各部件包括数据放大器,数字化箱体,主控机以及系统软件的特点和功能,最后介绍了该系统在风洞中的应用情况。 相似文献
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飞翼模型高速风洞PIV试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。 相似文献
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介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2~ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1~ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。 相似文献
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自由活塞激波风洞定压驱动时间研究 总被引:2,自引:0,他引:2
自由活塞激波风洞是一种高焓值的高超声速地面试验设备,其运行时间十分短暂。提高自由活塞激波风洞有效试验时间的一个可行途径是延长定压驱动时间。以此为目的,本文探索了活塞压缩器中活塞速度对定压驱动时间的影响。研究结果表明,在不同的初始参数下,定压驱动时间关于活塞速度存在极大值,这些极大值形成了一条脊线(局部极值曲线)。随后,通过数值计算的结果归纳出脊线的若干性质。这些结果表明,在活塞压缩器的理论设计中,设计参数应选择在靠近这条脊线的区域,并且该处的定压驱动时间关于参数的梯度应该相对较小。 相似文献
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近日,由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验,填补了国内相关技术的空白,结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。 相似文献
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2.4m风洞是世界上最大的引射式风洞之一,该风洞控制系统多、所能实现的吹风方式也多,因而,其系统复杂。风洞被控对象上有:非线性、时变、滞后和耦合特性,而风洞试验又要求系统有较高的控制精度和较快的稳定收敛速度。为了解决这种控制系统复杂的风洞控制问题,在控制系统硬件和软件上分别采用了先进的集散型控制系统硬件和智能控制策略,使风洞P0和M数控制精度分别优于0.3%和0.002。笔者对风洞控制核心系统和控 相似文献
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