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亚洲最大的2.4米×2.4米跨声速风洞,已于1997年12月20日在中国空气动力。研究和发展中心建成,并成草功地进行了通气试车。2.4米×2.4米跨声速风洞是我国独立自主发展航空航天事业和空气动力研究的一项十分重要的基础设施,它的建成标志着我国已拥有世界级的跨声速风洞,并脐身国际先进行列。它必将推动我国空气动力研究试验能力跨上一个大的台阶,从而加快我国航空航天事业的发展步伐。2.4米XZ.4米跨产速风洞是一座用主气流引射驱动的增压暂冲式风洞。风洞由中国空气动力研究与发展中心风洞设备设计所设计。风洞厂房建筑由国防科工… 相似文献
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连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。 相似文献
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大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40~0.90,模型名义迎角-6°~15°,侧滑角-3°~12°,雷诺数Re=(3.3~7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。 相似文献
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开展了跨声速风洞可压流场扰动模态与湍流度精细测量研究,以满足高速飞行器的低湍流试验需求。基于变热线过热比测量方法,在理论上推导了跨声速流场扰动的一般模态和3种特殊模态特征方程(涡模态、熵模态和声模态),以及扰动模态对应的特征曲线,以此为基础,通过试验获得了流场一般模态、涡模态、声模态扰动图和较高精度的湍流度值,通过扰动图频域分析了马赫数1.50的流场声模态扰动机理,建立了一种跨声速可压流场扰动模态分析与低湍流度测量方法。在新型连续式跨声速风洞完成马赫数0.20~1.50流场测量试验,测得湍流度为0.037%~0.197%,数据非线性拟合优度为0.943~0.995,蒙特卡洛模拟不确定度为0.000 2%~0.004 1%。研究结果证明了所建立的可压流场扰动模态与低湍流度测量方法的有效性,对高性能跨声速风洞的流场评估、优化和飞行器低湍流试验有实际意义。 相似文献
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2.4m跨声速风洞多功能支撑系统试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对型号研制的风洞试验需求,在2.4m跨声速风洞中开展了多功能支撑系统试验技术研究,研制了一套多功能支撑系统。该支撑系统既可实现定侧滑角连续变迎角的试验方式,又可实现定迎角连续变侧滑角的试验方式。在0.6m跨声速风洞开展了引导性试验研究,并在2.4m跨声速风洞中对该支撑系统与传统的支撑方式进行了风洞试验对比。结果表明,多功能支撑与传统支撑方式的风洞试验数据相关性良好,表明该支撑装置的研制是成功的,可应用于型号试验。 相似文献
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大型连续式跨声速风洞热交换器概述 总被引:3,自引:0,他引:3
随着大飞机项目的启动,大型连续式跨声速风洞在国内的设计与建设已处于十分重要的时期,而作为其关键部段之一的热交换器一直是风洞设计人员关注的焦点。首先对热交换器在大型连续式跨声速风洞中的作用进行了阐述,然后介绍了国外几座典型的大型连续式跨声速风洞应用热交换器的情况,综合比较了两种热交换器的内部结构特征与性能优势,分析了热交换器在连续式跨声速风洞回路中的几种可能布局,总结出一种最优方案。最后,就国内大型连续式跨声速风洞热交换器的设计提出了几点参考意见。 相似文献
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《民用飞机设计与研究》2012,(2):3-4
C919飞机"大尾翼"高速测压试验圆满完成2012年3月8日,经过200多车次吹风试验.C919飞机"大尾翼"高速测压试验在德国-荷兰风洞集团的跨声速风洞(DNW-HST)中圆满完成。此次试验对尾翼的纵、横向基本气动特性,升降舵效率,方向舵效率.平尾效率和转捩对试验结果的影响等试验项目都进行了测量,获得C919飞机尾翼高速情况下的大量可靠数据,对于详细设计阶段的载荷计算提供重要输入。 相似文献
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连续式跨声速风洞设计关键技术 总被引:6,自引:0,他引:6
为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题。以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径。该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术。 相似文献
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目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作。本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4 m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞(ETW)槽壁干扰的差异和规律。结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致。与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴。 相似文献
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提出一种内部嵌套金属骨架/外部光敏树脂快速成型制造复合型跨声速风洞模型的方法,以AGARDB标模为验证实例,介绍了复合型模型内部金属骨架与光敏树脂外形结构设计与加工制造方法,并完成了验证模型机翼金属骨架结构优化设计;对验证模型的强度、刚度校核与试验系统振动分析结果表明,在跨声速范围此方法基本可行。与金属模型相比,复合型模型减小了风洞模型重量,提高了模型一支撑系统固有频率,缩短了模型设计与加工周期。 相似文献
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为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究.该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数.研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟.单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律.本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究.研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律. 相似文献
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J. KOMPENHANS J. AGOCS Y. EGAMI R. ENGLER U. FEY H. FRAHNERT K. de GROOT U. HENNE T. KIRMSE C. KLEIN F. KLINGE R. KONRATH L. KOOP H. MATTNER D. OTTER D. PALLEK W. SACHS A. SCHRODER B. STASICKI 《中国航空学报》2006,19(2):114-125
风洞中非定常复杂流场的实验研究要求先进的测量技术.基于图像的测量技术中最重要的是测量平面流速度场、平面压强分布、模型位置和变形、模型温度以及定量的高速流可视化等技术.DLR(德国宇航研究院)对这些技术的应用包括从低速流到跨声速流、从增升装置到螺旋桨和旋翼、从弹射装置和水塔储水罐尾迹流旋涡到三角翼上涡破裂现象等的研究.由于跨声速风洞的特殊环境,将基于图像的测量技术用于跨声速流要求专门的技术开发和有经验的科学家.给出了DLR空气动力学和流动技术研究所将基于图像的测量技术应用于跨声速流研究的最新进展. 相似文献
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跨声速风洞全模颤振试验技术 总被引:2,自引:2,他引:0
介绍了跨声速全模颤振试验的发展现状和存在的问题。探讨了全模颤振试验对风洞和支撑系统等试验设备的要求。对于风洞,主要从风洞洞体和流场等方面分析了进行颤振试验所需要具备的性能,并以中国空气动力研究与发展中心的2.4m跨声速风洞为例,介绍了进行颤振试验必须要采取的控制措施。对于支撑系统,则从模型运动自由度、支撑系统稳定性和支撑系统频率等方面的要求,阐述了设计支撑系统的困难,并简要分析了目前国内外发展的多种全模颤振支撑系统的结构原理及其优缺点。然后介绍了系统安全的保证措施,包括支撑系统稳定性分析、风洞紧急停车控制系统和模型保护装置等。最后根据飞行器发展的需求,探讨了今后需要完善和发展的几个主要问题。 相似文献
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为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。 相似文献
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