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271.
空气耦合式超声波无损检测技术具有完全非接触、无损伤的特点,可用于传统超声检测手段难以适应的场合。本文介绍了空气耦合式超声检测技术的发展历程和主要难点,总结了该技术近几年的实际应用情况,分析了该技术的局限性。 相似文献
272.
金佳林高超张正科 《南京航空航天大学学报》2017,49(S1):1-5
以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。 相似文献
273.
NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞.对NF 6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力.通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力.NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力. 相似文献
274.
275.
本文将X~2检验——“检验一个小子样是否来自已知标准差的母体”方法应用于直升机动部件的疲劳试验数据统计处理中,并与传统方法获得的结论进行了对比。结果表明:同样的小子样试验数据,若运用检验合格的结论,在同样的可靠度下,能较大幅度地提高零件的疲劳寿命。 相似文献
276.
277.
对细长平板三角翼及其对称面上加低背鳍组合体在低速风洞进行了二维粒子图像测速(PIV)实验,三角翼后掠角为82.5°,背鳍当地高度与三角翼当地半展长的比值为0.6,实验迎角为30°,无侧滑角,基于三角翼根弦长的雷诺数为2.33×106。实验结果表明:单独细长平板三角翼分离涡流场对称、定常;加上背鳍后,组合体分离涡流场变得定常、非对称和非锥型。实验结果证实了低高度背鳍对细长平板三角翼分离涡的稳定性起着削弱和破坏的作用,初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了30°迎角下分离涡失稳后的具体表现特性。 相似文献
278.
279.
弹体脉动压力特征的实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞ =0.8、0.84、0.86、0.92、1.0、1.15、2.0、2.5,实验迎角α=5°3°、0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉动压力系数、频谱曲线以及相关性系数等实验数据。结果表明:脉动压力系数总体上随马赫数增加而降低。不同马赫数,迎角α=0°的条件下沿轴向各测点压力脉动之间的空间相关性有类似的分布规律,且各测点脉动压力基本互不相关。在实验的迎角下,脉动压力系数在弹体表面曲率变化较小的位置基本上不随来流迎角的改变而变化,膨胀拐角肩部位置的脉动压力系数随着迎角的改变而变化较大。超声速来流的功率谱能量峰值所对应的主频出现明显的低频特征;跨音速来流时特征频率随着马赫数的增加而增大,功率谱能量峰值位于特征频率处。 相似文献
280.
飞机驾驶员视觉信息流系统工效综合评定研究 总被引:8,自引:1,他引:7
通过对驾驶员的视域、视觉信息流向、视觉信息获取工效的影响因素、视觉信息流工效的测定与评估方法的研究,建立了一套视觉信息流工效综合评估系统研究体系.研究的初步结果主要有:飞机驾驶员视域在水平面中存在最佳、较好、极限工效区,并且振动、反射眩光、噪声、显示字符的形状/颜色特征/对比度/显示方式等是影响信息获取工效的主要因素;飞机信息显示区域必须限于驾驶员视域,其显示布局及显示方式应符合视觉工效学设计原则. 相似文献