襟翼展向吹气的风洞实验研究

 本文分析了在FL-8和FL-5风洞完成的一个三角翼飞机模型展向吹气全模测力和机翼半模流态实验中的襟翼展向吹气的气动效果,并且与同一模型在同一风洞中所得到的吹气襟翼结果进行了比较。 明确了在大偏度襟翼上展向吹气,产生的集中涡是“肩线涡”,而不是“喷气涡”。指出涡控制是襟翼展向吹气增升的重要原因,而不应单纯归结为边界层控制问题。通过对喷嘴形状和参数的优选,实现了用当前发动机实际能提供的小的吹气动量系数（约0.012）取得与吹气襟翼相近的升力增量。从而有可能显著地改善飞机的着陆性能。首次采用了“两叉喷嘴”,使整个襟翼面的流动获得改善。由于这项技术结构简单、重量轻、不占用机翼内部空间、生存力强,因此可望成为飞机设计中一种可供选用的动力增升方案。     

跨音速翼型风洞模型区侧壁抽气的影响

引言 侧壁干扰是跨音速翼型风洞洞壁干扰的重要方面,减小它的方法主要是抽吸侧壁边界层。抽吸位置的选取有两种,在距模型前缘一定距离的侧壁处和模型区侧壁处。抽吸。适当的侧壁抽气可使模型区流场更接近于理想的二维流场,因此模型区侧壁抽气对空风洞流场的影响和对二维模型中央剖面压力分布的影响是最基本的问题,我们对它们进行了实验研究。     

跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

 在西北工业大学跨音速翼型风洞（又名57风洞）中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。 采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M相似文献   

“风洞外挂物投放实验技术”通过部级技术鉴定

 南京航空学院空气动力研究所近两年来在外挂投放实验技术研究方面首次研制成功“异向同步合成实验技术”,即在同一张胶片上可得到同一物体、同一瞬间、两个不同方向的一一对应的正面像和侧面像。此外,还首次实现了“投放实验全过程的微机控制自动化”,该系统控制灵活、准确,并可实现多投放物的自动化控制。此项成果已于1987年1月27日通过了航空工业部的鉴定。与会专家认为:异向同步合成实验技术研制成功解决了投放实验异向拍摄同步性的技术难题,对空间瞬变过程的研究提高了自动化水平,大大节约人力物力。此     

低速风洞半模实验壁压法洞壁干扰修正

 <正> 1.前言 低速风洞半模实验有许多优点,但伴随而来的是洞壁干扰修正问题。大迎角、大堵塞度情况洞壁干扰修正值相当大。如某后掠大展弦比机翼半模,迎角90°时堵塞度达18％,阻力系数洞壁干扰修正值可达真实值的70％。又如某农机机翼半模,迎角40°时堵塞度达8％。压力系数洞壁干扰修正值达真实值的30％。因此,在进行半模实验时,洞壁干扰修正的准确性十分重要。     

低速实壁风洞测压实验洞壁干扰修正研究

 本文用壁压信息矩阵法对不同绕流特性的。测压数据进行修正,均获满意结果。 文中证明了洞壁对模型驻点的压力不产生干扰;分析了测压实验洞壁干扰特性与规律,对不同修正公式作了对比;进而说明不能用对速压修正的方法消除洞壁干扰     

尖头旋成体的超音速分离流动

尖头旋成体的超音速分离流动陈南茜,苏莉（北京航空航天大学流体力学研究所,北京,１０００８３）ＳＵＰＥＲＳＯＮＩＣＳＥＰＡＲＡＴＩＯＮＦＬＯＷＯＮＡＢＯＤＹＯＦＲＥＶＯＬＵＴＩＯＮＷＩＴＨＰＯＩＮＴＮＯＳＥＣｈｅｎＮａｎｄａｎ;ＳｕＬｉ（ＦｌｕｉｄＭｅ...     

应用于风洞密度场测量的双全息术

当今,脉冲双曝光全息术已普遍应用于高速风洞流场参量的探测。它是在一张全息底片上记录流场处于两个瞬态的全息图。如果在两次曝光之间,参与记录的所有元件不发生相对位移,则再现干涉图将准确地反映其相对参量。但在风洞试验中,由于吹风时振动的强烈干扰,很难避免这些元件不受扰动,致使干涉图上掺进离散背景条纹而失真。     

专用跨声速风洞开孔壁试验段设计数值模拟

 在跨声速范围内,战斗机内埋式武器弹舱流场具有强烈的非定常特征。为获得准确的试验数据,需要对我国唯一的2 m量级以上的2.4 m×2.4 m引射驱动式跨声速风洞开孔壁面试验段进行适应性改造。通过采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对引导风洞试验段设计方案进行评估优化,以获得最佳设计结果。与采用马赫数为1.4的喷管和开孔壁面试验段时的试验结果相比较,文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。对设计方案的数值研究结果表明,前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量,后过渡段引射缝开度明显影响分离特性,对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。     

气流吹袭时飞行员手臂的受力分析

总结了测量作用在手臂上的气动力的实验结果.。这些实验是用风洞、火箭车和空中弹射进行的。用6名男青年、橡胶假人、1/2人体木模型和1/10人体钢模型,在Ma=0.086～2.04范围内,测量了作用在手臂上的气流解脱力。用这些实验数据,计算出了气流产生的手臂解脱力系数,并推导出这些系数与Ma数之间的关系式,为进一步推导飞行员手臂对气流吹袭的耐力提供了气动力数据。     

新一代引射式跨音速风洞（IDT）高要求指标的研究

 本文介绍了北京航空航天大学IDT-1甲型引射式前导性跨音速风洞的研究工作,包括风洞实验段动态气流品质及引射效率（G_T/G_j）等方面。在采取了多种技术措施后,表征实验段脉动压力的参数值达到或接近Lowson公式和Mabey准则所给出的值,使风洞这类性能进入世界同类研究的先进行列。引射效率和气流的湍流度也达到相当好的水平。实验研究还表明引射驱动方式应用于跨音速风洞具有光明的前景。     

高速弹射试验机操稳性能的计算与试飞

本文介绍了为研究高速弹射试验机的操稳性能和在弹射力扰动下飞机的动态响应,把弹射力以瞬态脉冲载荷的形式作用于飞机时所建立的数学模型和采用的计算方法.把计算结果与试飞结果和原型机试飞结果作了比较,计算结果与试飞结果的一致性是令人满意的。这为高速弹射试验机的安全飞行和指导飞行员实施弹射试验提供了可靠的依据。     

人－椅系统的动压计算问题

通过大量的分析、计算,提出了作用在人－椅系统上的动压修正系数F的半经验公式。给出选取修正因子ε、f（ε）的方法,仅需４个不同马赫数的阻力系数实验值。原则上,若实验结果精度较高,对阻力系数实验值的选取并无限制。但实验数据精度不高,则上述计算的阻力系数的均方根误差就会大些。此方法不仅适用于计算像人－椅系统这样的大钝体,而且也适用于计算其它大钝体在任意马赫数范围的阻力系数,其均方根误差小于01 05。     

TVC火箭包作为飞机弹射救生座椅推进动力的可能性

提出了一种TVC火箭包方案,即多喷管火箭包及相应的爆破切割技术,实现飞机座椅弹射后轨迹控制。该方案对大多数国产现役火箭弹射座椅具有较好的适用性。相应的内弹道性能与弹射轨迹的计算结果是令人满意的。     

高速风洞洞壁干扰和支架干扰的工程修正方法

 本文采用涡格法作为洞壁干扰和支架干扰的修正方法,该方法需要知道包含在高速风洞通气壁边界条件中的透气性参数Q。应用理论计算配合实验的方法确定了FL-21风洞的洞壁特性曲线Q～Ma,洞壁特性参数Q在亚音速时随Ma数增加而增加。文中应用该曲线对一些实验结果进行了洞壁干扰和支架干扰修正,所得结果与国外计算值和国内实验值吻合较好。     

防风工程对风特性及铁道车辆横风气动特性的影响

本文以现场实测和风洞及水槽模拟实验结果为依据,论述了不同类型不同高度的挡风墙及铁路路堤对大风特性和车辆横风气动特性的诸多影响。     

彩色氦气泡在风洞试验中的应用

彩色氦气泡流动显示是一极好的新技术。在风洞中应用彩色氦气泡进行流动显示已于1984年3月在哈尔滨空气动力研究所实现了,获得了丰富多采的彩色迹线,摄制了清晰的彩色录象和彩色照片。不久之后,进行了轿车、面包车、高楼、船舵、鱼鳞波表面、细长体、圆柱体、降落伞和各种飞机模型的试验。 本文描述了彩色氦气泡流动显示技术,介绍了在风洞中进行流动显示的一般装置、基本原理和应用。     

端板法翼型实验的数据处理与洞壁干扰修正方法

 用端板法测量气动力数据时,端板附近有自由涡拖出。通过实验观察假设了端板翼型实验的涡系模型。由涡系模型可计算出机翼加端板后的有效展弦比,再按举力线理论可将实验结果转换成二维(翼型)数据;按镜象法也可作升力洞壁干扰修正。对于端板法中间剖面的测压结果亦应作二维转换和洞壁干扰修正,方法类似。经过这样的数据处理后,翼型数据准确可靠。