翼面动态压力测量

对７０°三角翼作大幅度仰运动时翼面非定常压力分布和振动鸭翼后面主翼面上非定常压力进行了测量。分析了缩减频率等参数对非定压力分布的影响。     

用柔性微型传感器阵列测量边界层分离点的实验研究

结合边界层分离点附近的剪应力变化规律,提出了在飞行器外表面贴附微型传感器阵列的分离点检测方法,并给出了相应微型剪应力传感器阵列的设计方案.同时提出了基于三极管恒流源电流镜驱动电源设计和滤波衰减电路设计方案,并在NAGA0012标准翼型上实现了边界层分离检测系统集成,最后,在低速风洞实验中对传感器阵列的性能和传感器阵列输出信号的处理判断方式进行验证,对实验结果的分析表明本研究制造的微型热敏传感器阵列能够实现对流体边界层分离位置的在线测量.     

非定常自由流中的翼面动态压力测量

首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量。结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量。动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别。这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的。来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大。     

动压测量装置的研究与实践—夹持式压力传感器

本文系统地阐述了用于高压油路动压测量的夹持式压力传感器的实现方法,并通过实践证明了这种方法的可行性。文中还给出了该装置用于检测柴油机高压油路压力信号的压力波形。     

导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M=1.2～3.0,α=8°～30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值,且M数越高越接近;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响,在相同α下,随M数增加,弹翼迎风面压力系数在=-45°时的某些区域逐渐增大.     

风力机叶片表面压力分布测量

本文给出了一个直径为5.35米的水平轴风力机在中国空气动力研究与发展中心12米×16米风洞试验段中进行的叶片表面压力分布的测量结果。在 Re 数从4×10~5至1.2×10~6的范围内,测量了叶片上八个剖面的压力分布。同时还用内式六分量天平测量了风轮的推力和功率。试验结果表明:风轮叶片根部处的载荷高于理论计算值,而叶尖处的载荷则低于理论计算值;叶素-动量理论对风轮最大功率预估偏低,而在高叶尖速比下,它对风轮的功率和推力预估偏高。测压试验结果与测力试验结果符合一致。     

××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M =1 .2～ 3.0 ,α =8°～ 30° , =0°、- 45°的范围内 ,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究。结果表明 :在试验条件下 ,翼面压力分布具有锥型流的特征 ;M≥ 2 .0时 ,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值 ,且M数越高越接近 ;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响 ;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响 ,在相同α下 ,随M数增加 ,弹翼迎风面压力系数在 =- 45°时的某些区域逐渐增大。     

双三角翼压力测量实验研究

为了加大某型机航程、升限、延长留空时间,在原型机上采用双三角翼改进气动特性,以期提高该机性能,满足使用需求.在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-24风洞,对某型机模型进行了压力测量实验研究,主要测量了机翼在不同M数,不同迎角下的压力分布,着重分析了模型在不同试验状态下机翼内、外翼流动及压力分布特性.实验结果表明:在亚、跨声速流动中,内翼压力系数Cp随迎角α呈非线性变化,外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,在超声速流中,内、外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,具有线性和非线性气动特性相结合的特点.在大迎角α时,内翼压力系数Cp值大于外翼相同迎角α下的压力系数Cp值,内翼占主导地位,小迎角α时,外翼压力系数Cp值大于内翼相同迎角α下的压力系数Cp值,外翼占主导地位,尤其在跨声速流中更为突出,兼顾了大小迎角之间的矛盾.超声速时,内、外翼压力系数Cp随迎角α变化规律优于亚、跨声速,兼顾了亚、跨、超声速气动特性.综合利用内、外翼特点,是改进某型机气动特性的一种行之有效的措施.     

在高速风洞中使用荧光压力传感器技术对飞机模型压力场的实验研究

介绍了国内首次在高速风洞中使用荧光压力传感器 (LPS)技术对飞机模型机翼表面压力场测量的初步结果。简述了LPS技术的应用原理、实验设备、实验方法和数据处理方法。为了分析比较 ,在用LPS技术测压的同时也用常规压力孔测压方法进行了机翼表面压力测量 ,并对二种测量方法得到的结果进行了简单分析。实验马赫数M =0 .4～ 1 .5 ,攻角α=0°～ 1 8°。     

风力机翼型动态测压试验技术研究

结合国家高技术研究发展计划课题“风力机先进翼型族的设计与试验研究”,针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究.采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°~+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比.结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究.     

微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究

在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制。根据超临界翼型边界层分离特性，提出了涡流发生器的流动机理。研究了梯形涡流发生器不同高度和弦向位置对边界层分离控制效果的影响。研究表明，微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制主要起减阻作用；适宜采用微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离进行控制，其最佳位置应在分离线前2～5日涡流发生器高度之间。     

管道测压系统频率响应研究

准确测量模型表面的脉动压力对于研究建筑物表面风荷载具有重要的意义.在实验室中通常采用管道系统和传感器对物体表面压力进行测量.然而,模型表面的压力信号通过管道系统后会在幅值和相位两方面发生畸变.在管路系统中加限流器能在很大程度上改善管路系统的频率响应特性.笔者应用Tijdeman的管道频率响应理论进行了不同管子和限流器尺寸参数组合的计算,并且进行了系统的对比实验.结果表明:计算和实验结果符合良好,文中进而讨论了有关参数对管路系统频率响应特性的影响.结果对如何正确测量建筑物表面脉动压力提供了一种有效的方法.     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

毫米级平面叶栅的PSP测量

建立了一种新型的非接触式压敏涂料(Pressure Sensitive Paint,PSP)测压系统,设计了一套可拆卸式毫米级平面叶栅实验段,首次应用PSP测压技术测量了有/无叶尖间隙毫米级叶栅叶背表面静压分布.结果表明:由于存在叶尖间隙,叶盆处高压气体通过间隙泄漏流入叶背,使叶背叶尖处压力明显大于叶根处;与无叶尖间隙相比,有间隙时泄漏对叶背表面压力的影响约占叶高1/3,叶背底端受泄漏的影响较小.     

200km/h动力分散型电动旅客列车组车体表面压力分布试验研究

阐述了对我国首列200km/h动力分散型电动旅客列车组(先锋号列车)车体表面压力分布测试情况,对测量结果进行了较为详细的分析,最后用流场计算软件CFX对先锋号列车周围流场进行了数值模拟计算,并将计算结果与测量结果进行了对比,两者有较好的一致性。该研究结果可为空调装置及电器设备冷却风道进排风口位置的选取提供科学依据。     

一种测压试验数据与部件测力试验数据的协调处理方法

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。     

不同型线结构船艏表面压力特性对比实验研究

为优选船艏结构型线方案,在风洞中针对三个在结构型线上仅有细微差别的船艏方案进行表面压力特性对比测试。实验获得了各型线方案模型表面压力空间分布特性和压力脉动特性,并通过表面压力特性的综合对比进行了结构型线评估,为船艏的结构型线设计提供直接的技术依据。