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931.
JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞内的高焓自由来流气体中含有因电离和离解等非平衡过程产生的微量组分。利用可调谐二极管激光吸收光谱技术(TDLAS),对自由流中 NO 微量组分的浓度和温度进行测量,有助于定量理解气体电离和离解这一非平衡过程。本实验中,JF-10氢氧爆轰驱动激波风洞实验段内压力为百帕量级,在谱线加宽中多普勒加宽占据主导,多普勒半高宽可由分子平均热运动速度获得,其半高宽与温度的平方根成正比,因此选取一条吸收谱线并准确测定其多普勒半高宽即可得到温度和浓度。本实验中采用中红外量子级联激光器(Quantum Cascade Laser),选取1909.7cm-1附近6条吸收线作为吸收线,在2kHz 的扫描频率下,采用直接吸收-波长扫描法进行 NO 温度和浓度测量。实验测得自由流中 NO 平均分压约为0.33Pa,自由流平均温度约为600K。 相似文献
932.
飞机重心过载谱的低载截除水平不能像应力谱那样可以根据结构材料的疲劳极限直接确定,而通过疲劳试验设计和分析,可以获得准确的疲劳损伤变化趋势,进而确定过载谱低载截除水平.用不同的截除水平依次截除原始过载谱从而得到一系列过载截除谱,加速后在MTS810疲劳试验机上对标准试件进行周期加载,从各组试件疲劳寿命的变化趋势中寻找规律并确定最佳截除水平点.试验结果表明,对于某型直升机的过载谱,其循环数量截除水平点可以确定为300次/飞行小时,对应的过载门槛值截除水平点为0.086 2g.疲劳试验不仅提供了确定过载谱低载截除水平的途径,还揭示了随机谱中略小于疲劳极限的个别循环仍可以产生疲劳损伤的事实. 相似文献
933.
934.
935.
936.
937.
高空长航时飞行器将在未来军事与民用领域具有广阔的应用前景,这类飞行器具有大展弦比、大柔度机翼,在对该类型结构的气弹响应分析中,必须要考虑机翼的非线性因素.目前,对大型的工程结构MSC.NASTRAN提供了线性颤振、线性气弹的计算功能,但无法进行非线性结构的气弹响应分析.本文在非线性运动方程中引入ONERA气动力的线性项,利用DMAP语言在NASTRAN非线性瞬态响应分析程序中加入相关气动力模块,实现了大型有限元机翼的非线性气弹响应分析.文中给出了算例,结果验证了该法分析大展弦比机翼结构气弹响应的有效性,具有重要的工程应用价值. 相似文献
938.
激波诱导矢量喷管流场的数值模拟及试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究固体火箭发动机激波诱导矢量控制效率的影响因素,及验证数值模拟方法的准确性,对激波诱导轴对称推力矢量喷管模型进行了壁面测压试验,采用二阶精度Roe格式和k-ωSST两方程湍流模型求解强守恒型Navier-Stokes方程对矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。根据试验和数值模拟结果分析了喷管内主流和次流相互作用产生的复杂流场结构,比较了在不同喷管落压比NPR和次主流压力比SPR下喷管壁面静压的分布情况。结果表明,数值计算和试验结果基本吻合,验证了计算方法的准确性;在一定范围内减小喷管落压比,增大次主流压力比可以增大喷管周向壁面静压差,提高喷管的推力矢量偏角。 相似文献
939.
940.
叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响. 相似文献