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本文以美国波音/西科斯基公司目前正在设计研制的轻型武装直升机为例,说明先进的气动布局设计必须以风洞实验为基础,对一些新概念,新布局的使用还要通过飞行试验验证,才能减少技术风险,缩短研制周期和降低成本。最后对我国直升机研制必须进行的风洞实验提出了建议。 相似文献
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飞翼模型高速风洞PIV试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。 相似文献
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战培国 《气动实验与测量控制》2010,(1):88-88
S4高超声速风洞录属法国0NERA大型试验设备部莫当试验中心,位于阿尔卑斯山脚下,20世纪80年代曾用于试验M=6.4~10的法国HERMES航天飞机。该风洞主要有2个轴对称喷管:一个是出口直径0.68m、M-6.4喷管;另一个是出口直径lm、M-10喷管,该喷管可以通过改变喉道达到M=12。该风洞采用卵床蓄热式加热器,最高温度1850K,是一座暂冲、 相似文献
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本文收集了七种飞机型号模型,在三座低速风洞、两座高速风洞的试验结果,低速风洞试验数据与高速风洞试验数据(M=0.5或0.6)存在明显差别,文中分析了它们不衔接的规律。我们采用相同的模型和支杆、相同的试验方法,在FL—7和FL—8风洞对衔接问题进行专题试验研究。在此基础上,论述了影响高低速风洞试验数据衔接问题的主要因素。指出了减小或消除低速风洞的支架干扰,是解决“衔接”问题的关键。 相似文献
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面向过失速机动的风洞动态试验相似准则探讨 总被引:2,自引:0,他引:2
为进行更加准确的风洞试验,讨论了针对过失速机动的风洞动态试验的相似准则问题。从六自由度运动方程推导出了进行动态风洞试验需要满足的运动相似参数;从N—S方程中得到满足流动相似的相似参数。针对不同类型的风洞动态试验,提出了具体对应的相似参数作为主要的模拟量。得到的结论可以为风洞动态试验参数选择提供参考。 相似文献
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2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明:该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30~1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。 相似文献
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《国际航空》1998,(11)
航空服务Air&删oesLcckw00d Greene(S)空中交通管制系统和部件Ajr r1]ramc o呻troI SysteIl吣&C【Airporl Syscems l n1I.,Inc.(M)Aknia DIB嘲,a H珊帕嗽micn C【棚paⅡy(M)And旧w Canada Inc.,(;bvemment Antennas(M)Datum,Inc.,Frequency and Tjme sysfems, lnc.(M)n’T G_lfiIlan,a Divisjon of lTT JnduslrIes(M)Park A汁EIectronics L{d.(M)RacaI EIeclronics PLc(M)sext阻t Avi佣曲m(M)Sierra Techno嘲ies, I n cl, S;erra Resean。h DivjsiOn(M)Tel印honIcs corporation,C幻mmand Syslems Division(M)… 相似文献
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为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动进排气对航弹的气动影响量,采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为1:10,M=0.7,Poj/P∞=2.262,Cφ=0.79。试验结果表明,有动力后Xd,Cl,Cd增加,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模似试验是一种简便适用的好方法。 相似文献
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为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量,我们采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞,首次在国内成功的进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为:1:10,M=0.7,Poj/P∞=2.62,CФ=0.79。试验结果表明,有动力后XD,XL,CD增加,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法。 相似文献
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国际航空界正在联手推进广播式自动相关监视(ADS-B)技术的应用。美国、欧洲以及中国都在进行相关的试验和验证。目前ADS-B系统有通用访问电台数据链(UAT)和1090兆赫S模式扩展电文数据链(1090ES)两种格式,目前人们正在试验在地面基站以双数据链系统构型扩展ADS-B系统的使用。 相似文献
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采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10~24°,试验结果相当满意。 相似文献
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本文研究飞机极曲线试飞及其与风洞的相关性问题.主要通过动态飞行获得飞机极曲线(C_y≤0.3)的飞行数据.飞行条件:高度为3~12 km;M数为0.8,0.9,1.2,1.8.结果表明:动态飞行技术是可行的,飞行极曲线与风洞极曲线的相关性较好. 相似文献
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根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好 相似文献
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刘峻峰 《燃气涡轮试验与研究》2003,16(4)
据报道,美国普·惠公司正在试验的一种先进的脉冲爆震发动机(PDE)已接近实用性验证阶段。PDE的潜在用途包括靶机、诱饵机、超声速无人战斗机、超声速攻击导弹、军民用飞机以及单级入轨动力装置等。目前,该PDE正在美国的海军航空武器中心进行最后阶段的试验。普·惠公司领导的研究小组的工作重点是对一种概念上接近未来海军超声速攻击导弹发动机的、由5个爆震管组成的PDE进行试验。试验中,该PDE与一个增压空气供给系统直接相连,该系统模拟了M2.5的进口压力和温度状态。目前试验的目的是初步运行PDE并验证其性能,在PDE缩尺模型试验时… 相似文献
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电弧风洞热/透波联合试验技术研究及应用 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2017,(1)
介绍了在电弧风洞上发展的一种新型试验技术。针对某型飞行器,了解其在飞行条件下天线窗烧蚀透波特性对于了解及掌握"黑障"问题及通信信号特点至关重要。在电弧风洞内开展热/透波联合试验考核是地面试验考核的最佳选择,但存在若干技术难点。为此在电弧风洞开展热/透波联合试验技术研究,使用半椭圆喷管,改进进气方式,提升能量利用率;改进电弧加热器结构解决了铜离子对测试的干扰;设计定向天线,在关键部位布设吸波材料解决了试验段内微波反射问题;将收发天线均置于试验段内部,保证天线同频振动,解决了风洞启动时天线抖动导致的信号波动;设计水冷箱体解决了天线窗口长时间气动加热下天线的热防护问题。经试验验证,研究内容是有效的、成熟的、可行的。目前该技术已成功用于指导在电弧风洞上开展的数项试验。 相似文献