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为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展,给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据,在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型,研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数(0.49~2.45)×107/m,迎角范围-10°~10°,马赫数5~7,模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布,获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内,马赫数增大,尖锥转捩位置提前,分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起;随着单位雷诺数的增大,边界层转捩位置前移,转捩雷诺数保持不变,约为3.0×106;小迎角时,随着迎角的增大,迎风面边界层转捩推迟,背风面边界层转捩前移,在10°大迎角时,迎风区中心线转捩前移,出现迎角"转捩逆转"现象,背风区出现了流动分离导致的低热流条带。 相似文献
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为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心超高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(犕犪=5.65),单位雷诺数4.32×107~1.20×108 m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm 之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。 相似文献
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高超声速边界层转捩对高超声速飞行器气动设计具有重要影响。转捩控制一直是转捩研究的主要目的之一,在高超声速情况下主要采用粗糙元进行边界层转捩控制。回顾了近年来不同类型粗糙元对高超声速边界层转捩影响及控制的最新研究进展;从粗糙元对高超声速边界层的感受性问题以及横流失稳影响的角度,介绍了其在高超声速边界层转捩机理相关研究中的作用;简要介绍了南京航空航天大学高超声速风洞(NHW)的油膜干涉测量技术在粗糙元诱导的高超声速边界层转捩研究中的应用;讨论了当前粗糙元对高超声速边界层转捩影响研究存在的问题,展望了该研究未来发展趋势。 相似文献
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首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。 相似文献
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为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。 相似文献
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边界层转捩对高超声速飞行器的气动力和气动热设计有重要影响。横流失稳通常是三维边界层转捩的主导因素,而在噪声环境下,第二模态不稳定波的影响也不容忽视。为深入理解带攻角情况下高超声速边界层的转捩机理,在Mach 6 Ludwieg管风洞中采用聚焦激光差分干涉仪(Focused Laser Differential Interferometer, FLDI)和高频压力脉动传感器(PCB)对6°攻角尖锥进行了边界层稳定性实验研究。实验结果显示,在尖锥边界层的不同周向位置存在高频不稳定波。通过功率谱分析和双谱分析,得到该不稳定波沿母线的变化情况以及该高频不稳定波与低频信号(20~40 kHz)之间存在的非线性相互作用。 相似文献
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本文通过实验研究了边界层转捩测量的一些方法和流场扰动对它们的影响,结果指出随机信号的均方根值在转捩过程中变化率较大,指示明确稳定,是测量转捩较准确有效的一种方法。同时,本文还研究了气流湍流度和噪声对边界层转捩区内最大扰动层的影响,指出这时在转捩区内仍存在最大扰动层,它位于 h≤0.2δ。最后提出:为提高转捩位置测量的精确度,必须进一步研究确定一个公认的转捩起、迄点的标记。 相似文献
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郑国锋 《南京航空航天大学学报》1990,(2)
本文通过实验,研究了边界层转捩测量的一些方法和技术,表明随机信号的均方根值在转捩过程中变化率较大,指示明确稳定,是测量转捩较准确有效的一种方法。本文同时还研究了气流湍流度对测量方法的影响,最后提出转捩测量技术尚需进一步研讨的问题。 相似文献
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舒忠正 《南京航空航天大学学报》1986,(3)
本文叙述了在IBM-PC/XT个人计算机上,使用LISP语言研制的人机对奕一字棋程序中,如何成功地运用了启发式搜索法来设计该智能程序。並说明了该程序的设计思想,流程图及其运行情况。 相似文献
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介绍中央空调房间温度控制器的温控原理,提出一种通过单片机89C52控制系统在空调温度控制中实现模糊PID控制器的设计,给出控制器的硬件设计方案和软件设计方案,详细介绍主控制器采用模糊控制的工作方式,通过仿真可以看出控制器有较好的控制效果。 相似文献
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本文介绍了以煤气为燃料,用STD-BUS功能模板组成控制器,配备组态控制软件组成的高温辊道窑微机控制系统。 相似文献
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应文江 《南京航空航天大学学报》1986,(3)
本文通过可控性分析和可观察性分析指出,现有的座舱压力控制系统不是状态完全可控制的,因而不是好的方法。本文提出一种新的控制测量方案,采用压力变化速率控制系统和压力测量系统。它是状态完全可控和状态完全可观察的。此外它还有另外两个优点,因而是一个好的方案。 相似文献
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张永凌 《南京航空航天大学学报》1987,(1)
垂直下降一直是直升机气动研究的重要内容之一。本文着重探讨垂直下降时旋翼的诱导速度。主要内容是:1.初步考虑空气粘性的影响,运用涡流理论,求出垂直下降时桨盘处平均诱导速度和下降速度的关系曲线;2.计算旋翼周围各点的诱导速度,以给出旋翼的诱导速度场,并在计算机上进行绘制。 相似文献
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本文针对目前市场上对营销人员的需求旺盛情况,主要谈了从非专业人员中培养营销人员的方法。强调了学习创新的重要性。用通俗的引例,解释了复杂的心理学有关术语及认识过程与消费者购买行为的关系。培养营销人员准确把握消费者心理活动的能力,提高营销人员自身的生存能力和企业的竞争能力。 相似文献