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261.
汽车风洞支撑干扰扣除方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
借鉴航空风洞镜像法原理,提出一种针对汽车风洞支撑气动干扰扣除的方法.在汽车风洞中完成汽车模型和天平支撑连接或分离的两次风洞试验,得到了汽车模型的气动力和支撑对汽车模型的干扰力之和.为了扣除模型支撑对汽车模型气动力测量的影响,在进行风洞试验的同时,应用CFD软件进行工况完全一致的数值仿真,计算模型支撑对不同车型气动阻力的影响.最后,通过归纳的修正公式将数值仿真获得的影响数值转化为汽车风洞试验的影响数值,获得汽车风洞试验的最终阻力系数结果.结合风洞试验和数值仿真的研究结果表明两种方法互相验证,互相补充,可以解决汽车风洞试验时支撑干扰扣除的实际工程问题. 相似文献
262.
布置有多层孔板(丝网)的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动.针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析.试验结果表明:试验件45°扩开角+65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12~14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制. 相似文献
263.
矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证 总被引:5,自引:0,他引:5
首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道.接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律.最后设计了实验模型,并进行了高焓风洞实验验证.数值模拟及高焓风洞实验验证均表明:本文采用的设计方法可达到预期的设计效果,设计的进气道达到了相应的设计要求,本文采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟高超声速进气道内的流动,数值模拟结果可信. 相似文献
264.
地面风洞实验是开展高超声速边界层转捩研究的主要手段之一,但是目前可用于高超声速边界层三维空间测量的实验技术仍极为缺乏,且已有测量技术的动态响应频率普遍较低。基于光的折射和干涉原理,搭建了一套非介入式聚焦激光差分干涉仪测量系统(Focused Laser Differential Interferometry,FLDI),可有效获取三维流场空间点的密度变化。在马赫数为8的常规高超声速风洞中,使用FLDI开展了来流雷诺数107/m、7°半锥角尖锥标模边界层的不稳定波测量实验。结果显示FLDI成功捕获到频率在327 kHz的第二模态不稳定波及其谐波(645 kHz)。通过与PCB测试结果进行对比,FLDI的高信噪比、高解析频率(本文实验有效解析频率1.5 MHz)、高空间分辨率(沿流向小于1 mm)等优点得以体现。鉴于FLDI的高时空分辨率等优良特性,其可用于高超声速边界层不稳定波行为以及感受性等问题的研究,为深入认识高超声速边界层转捩机制以及感受性问题提供了有效手段。 相似文献
265.
266.
267.
基于AT89S系列51单片机实验板开发 总被引:1,自引:0,他引:1
本实验板以89S52单片机为核心,具有自动定时和手动校时功能,实现了单片机对数码管的显示控制.本实验开发板具有设计灵活、使用方便,可进行简单I/O实验、定时实验等,可以提高学生对相关电子知识学习的兴趣.具有一定的实用性和推广价值. 相似文献
268.
众所周知,航空航天原型设计需要巨额资金的投入,因而需要一个极其可靠、久经验证的测试控制方案来保护宝贵的测试对象和测试数据. 相似文献
269.
CJ818翼梢涡扩散器气动设计与数值分析 总被引:1,自引:1,他引:0
采用Catia对CJ818机翼的翼梢涡扩散器进行了建模,并用fluent进行数值模拟。研究了其升力、阻力、升阻比的气动特性,分析机翼表面的压力分布,对涡扩散器进行修形,并从中积累对上下小翼后掠角、倾角、翼根弦长、翼型相对厚度等参数微调的经验。最后通过再计算和比较得出最终的涡扩散器外形。 相似文献
270.