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采用两种热敏MEMS传感器阵列和一种电容式MEMS传感器,在FL-21风洞中开展了平板模型表面摩擦应力分布测量试验研究。试验马赫数(地)为0.3-0.6,试验雷诺数(Re)为(0.63-1.23)×10^7m^-1,模型迎角为0°。试验结果表明:平板模型边界层流动能量主要集中在1000Hz以内;试验测得的表面摩擦应力分布随Ma变化规律与可压缩层流/湍流估算值吻合较好;试验所用平板模型边界层流动转捩起始点位于距平板前缘160mm附近,终止点在距平板前缘202.5-242.5mm之间。 相似文献
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在FL-23风洞中开展了80°/65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究.包括静态测力试验.动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测.最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚.通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。 相似文献
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飞机起落架着陆撞击动力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
根据现有油—气式缓冲器结构形式.针对模拟起落架着陆撞击过程的落震试验模型.考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系.建立了描述着陆过程中的运动微分方程组.并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对K8飞机主起落架(单腔)和某机起落架(双腔)落震试验过程进行了模拟.并与试验结果进行了比较。发现计算结果与试验结果吻合较好。 相似文献
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介绍我所根据GJBl50.17-86《军用设备环境试验方法——噪声试验》之规定,研制开发了3.5m^3高声强混响箱,并利用该装置进行噪声试验验证技术研究。包括高声强混响箱的研制、声载荷谱的调制和声场控制技术、高声强混响箱内试验样品的安装和夹具以及试验样品的噪声试验实例,该技术满足了机载设备噪声环境试验的要求。 相似文献
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《航空标准化与质量》1976,(Z1)
1.范围1.1本规范包括了军用铝合金热处理设备的要求及其试验程序,热处理工序与温度,材料的试验程序及热处理的一般数据,按本规范执行,则能使合金在热处理范围内获得所需之性能。2.有关文件下列文件的有效版本应作为本规范的一部份使用。美国试验法标准N0151:材料试验法3.要求3.1 设备3.1.1加热介质只要无损于材料的性能,则空气、流动粒子,可燃气体或保护气体以及熔盐均可作为铝合金热处理时的加热介质。 相似文献
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在空气流量1.2 kg/s 左右的地面连管试验台上, 进行了模拟飞行Ma= 4, 5, 6的三个气流总温状态的碳氢燃料(煤油) 超燃试验。试验用双燃烧室方案, 由突扩型亚燃燃烧室燃烧产生的高温可燃气以马赫数1.25喷入超燃室, 超燃室空气流马赫数为2.15 (或2.13)。不同空气流总温状态下燃料当量比对亚燃燃烧室和超燃燃烧室的试验结果表明, 双燃烧室方案实施煤油的超声速燃烧是可行的。若进一步采取混合增强和合理控制油量分配等措施, 则可提高双燃燃烧室超燃效率。 相似文献
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使用美国Purdue大学“热力科学及推进研究中心”的高反压喷嘴试验设备,试验研究了空气雾化喷嘴在高反压环境中的雾化性能,试验中对一种典型空气雾化喷嘴,使用粘度分别为0.001,0.050和0.100Pa.s的三种液体,在0.1-1.8MPa反压范围内,用Malvern粒度分析仪,测量了喷雾的液滴平均直径及液滴尺寸分布。试验结果表明,在试验的环境压力和液体粘度范围内,提高喷嘴的气液比总是起着改善雾化 相似文献
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根据产品可靠性大纲的要求,要制订可靠性验证试验计划,确定振动试验条件。由于可靠性验证试验的最大应力明显低于振动环境试验量值,这就提出了一个问题:怎样从实测振动数据来制订可靠性验证试验的振动条件。本文的目的就是研究机载设备可靠性试验条件实测振动数据的归纳方法。具体研究了:a.区域平均法;b.峰值包络降低法,分直接下降6dB和9dB两种情况;c.等效1/3倍频程带包线法。最后将这三种方法四种情况的结果 相似文献
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基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0.55m×0.4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0.55m×0.4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。 相似文献
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本文介绍了在跨超声速风洞中进行的逃逸飞行器模型气动特性、载荷分布及流场结构试验研究,提供了M=0.6~4.0,α=-2°~20°范围内的试验结果。试验结果和流动图象表明:由逃逸飞行器头部喷射出的喷流严重影响逃逸飞行器的气动特性和载荷分布。 相似文献
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降低国产轿车阻力的风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文通过对红旗CA744轿车的空气动力特性试验研究,认识到在满足轿车功能和适应相关法规的前提下如何降低轿车外部气动阻力及内流阻力的几个问题。通过试验研究并采用合理的气动布局,使该车型气动阻力系数从0.42降至0.25,升力系数从0.374降至-0.127。本研究为提高国产轿车设计水平提供了重要依据。 相似文献
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钢球对肥皂靶的撞击试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究投射物对生物体的致伤效应,采用肥皂作为生物体模拟物,开展了Φ3.0mm 的钢球高速(0.96和1.88km/s)及超高速(3.52和4.98km/s)撞击肥皂靶的试验,获得了肥皂靶在钢球撞击下的损伤特征及其破坏规律。结果表明:高速试验条件下,钢球对肥皂靶的损伤主要表现为贯穿效果;超高速试验条件下,钢球撞击肥皂靶形成大尺寸半球形弹坑,其对肥皂靶的损伤表现为2个方面:一是大尺寸弹坑导致的“体积移除”,二是受超高速撞击的强烈冲击波影响,肥皂靶的破坏区域大于弹坑区域。 相似文献
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在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场犕犪数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。 相似文献
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通过试件的疲劳寿命试验与计算,研完了空止裂孔与铆钉填充止裂孔对构件裂纹的止裂作用。试件疲劳寿命试验结果表明,疲劳裂纹尖端止裂孔铆上铆钉后的试件疲劳寿命是空止裂孔试件疲劳寿命的2.9~7.8倍。同时,通过对试验和计算结果的对比分析,确定用于计算带止裂孔构件疲劳寿命的铆钉填充作用系数为0.87。 相似文献