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《空气动力学学报》2019,(6)
利用物体内部测点温度辨识表面热流,是一典型热传导逆问题。利用一维表面热流辨识方法处理分析MF-1航天模型飞行试验的温度测量数据,获得了表面热流数据。辨识结果结合数值模拟预测结果可以有效地判断边界层流态变化(再层流化、转捩)发生的区域,达到了预期目标。一维辨识方法模型过于简单有其局限性,比如一维方法没有考虑到测温结构与飞行器壳体之间的横向传热,辨识结果中出现了不合理的负热流,精度不足以支持深入定量对比分析。为了克服这一缺陷,提高辨识精度,采用三维传热模型来分析处理温度测量数据、辨识表面热流,由此得到的辨识结果比一维辨识结果更加合理。在三维传热模型的表面热流辨识计算中,还考虑了接触热阻对测温部件表面温度辨识结果的影响,并通过模拟计算给出了他们的影响规律。通过这一系列分析可以看到,飞行试验中测温部件传热较为复杂,而基于精细传热模型的表面热流辨识方法可以有效获得精度较高的辨识结果。同时这也预示了这一方法在航天飞行试验中应用的潜力。 相似文献
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MF-1模型飞行试验转捩结果初步分析 总被引:1,自引:0,他引:1
中国空气动力研究与发展中心于2015年12月在中国酒泉卫星发射中心成功实施了MF-1航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙轴对称体,半锥角为7°。这是我国首次针对高超声速空气动力学基础问题研究的航天模型飞行试验,飞行最大马赫数5.3、最大高度63.4km,飞行迎角上升段0.5°、下降段5°。采用薄壁测温技术测量了锥面上50个点的温度数据,并采用三维热辨识方法给出了热流数据,从而判别转捩。初步分析表明,所获取的真实飞行条件下的上升段和下降段的转捩数据是可靠的,可用于验证与标定转捩预测模型;同时验证了现有转捩预测模型对于超声速/高超声速小攻角圆锥转捩起始点预测的可行性;发现了上升段湍流-层流的再层流化与下降段层流-湍流转捩的临界高度差别,以及约0.2mm的阶差即有可能诱发强制转捩。 相似文献
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《空气动力学学报》2017,(5)
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将#字形加强筋结构优化为米字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。 相似文献
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《空气动力学学报》2017,(5)
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。 相似文献
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反舰导弹靶场飞行试验中,为了确保试验方案可实施,必须进行试验安全性量化分析,以确保故障弹对保护目标的威胁概率最小。根据弹道反舰导弹特点,给出量化分析基本思路,归纳导弹故障模式,分析不同故障模式下导弹落点散布,并给出量化分析计算方法。通过实例,验证计算方法的正确性和科学性。 相似文献
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说明了飞行力学天空在飞行试验中的地位;型号飞行中飞行力学研究的主要内容;飞行品质和大迎角飞行特性飞行试验研究以及第四代战斗机研制中需要飞行试验验证的几个飞行力学问题。 相似文献
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飞行试验数据的相容性检验和数据重建 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用飞行器六自由度运动方程组,建立了飞行试验数据相容性检验的数学模型.应用最大似然估计求得测量数据的系统误差并进行数据重建。利用计入测量噪音的六自由度动力学方程组的仿真数据检查了方法的可行性和程序的正确性,最后处理各种飞行器的飞行试验数据,得到了满意的结果. 相似文献
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叙述了某地空导弹在训练打靶中的一些飞行异常现象。对服役多年固体火箭发机的内弹道异常,从双基推进剂装药老化、喷喉截面调节、装药碎块喷射以及裂纹燃烧等方面进行了分析。对服役期的双基推进剂固体火箭发动机的使用维护和作战训练有一定参考价值。 相似文献
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本文论述利用BW-1变稳飞机对人感特性与短周期特性及其组合进行的大量的地面模拟试验和空中飞行试验。由驾驶员操纵飞机完成特定的任务,通过大量的客观试验数据和驾驶员的主观评定(评定等级和建议),研究纵向操纵品质特性,使中国驾驶员对库珀—哈珀评定标准有了进一步的认识,给出了一些结论和建议。 相似文献
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中国航空学会飞行力学及飞行试验专业委员会于1987年3月29日~4月4日在浙江镇海召开了飞行力学和飞行试验研究综合学术交流会。代表来自航空工业部、航天工业部、空军、海军及国防科工委等部门的院校、工厂研究机构在28个单位共89名,收到论文89篇,会议上交流了73篇,其中大会报告3篇,分组交流59篇,书面交流11篇。内容涉 相似文献
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