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941.
为研究直升机旋翼在不同前飞状态的结冰情况,研制了直升机旋翼模型结冰试验台,在中国空气动力研究与发展中心结冰风洞4.8 m×3.2 m试验段中进行了旋翼结冰风洞试验。以某型直升机2 m直径旋翼缩比模型为试验对象,分析了旋翼转速、初始拉力系数对旋翼结冰的影响。结冰试验过程中保持旋翼操纵恒定,利用天平测量了旋翼拉力和扭矩性能的动态变化,并采用二维冰形切割及三维冰形扫描的方式分别测量了桨叶展向典型剖面的翼型及桨叶的整体结冰形态。试验得到了旋翼结冰关键数据,分析结果表明:旋翼桨叶结冰主要集中在桨叶前缘和下表面,结冰会在降低旋翼升力的同时增大旋翼扭矩和功率;小拉杆杆端轴承的积冰可能造成卡塞,变距拉杆上的积冰可能造成杆端轴承卡塞,从而使旋翼操纵失效。 相似文献
942.
进气道低速特性试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL 8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根三种进气形式的进气道模型风洞试验对新研制的进气道试验设备和相关试验技术进行了验证。试验结果表明:在零速度和大迎角、大侧滑(α=60°,β=20°)低速来流下,利用多喷嘴引射器引射可以很好地实现各种进气道模型内流场的模拟,保证进气道工作线与发动机工作线相交。 相似文献
943.
944.
脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用 总被引:11,自引:6,他引:11
近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60-80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60-80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。 相似文献
945.
946.
为了评价和鉴定新的体轴系加载的校准设备,用五台天平和六个模型进行了两种校准设备、两种校准方法的对比试验,给出了两种天平公式用于处理风洞测力数据结果的差异,分析了其原因,对两种设备和方法进行了评价。 相似文献
947.
948.
949.
在702所02风洞中完成的流花11-1海上采油平台锚泊状态和拖航状态的海面上大气边界层模拟和海面表层50米内海流模拟的风洞试验,得到了上述三种状态模拟流场的数据。每种状态的模拟流场均有左、中、右、前、后五个风速和湍流度分布剖面。从相应每五个剖面的数据一致性来看,模拟流场的均匀性是好的。风速剖面与要求值之间的偏差一般不超过10%,绝大部分在6%左右并符合指数律分布。湍流度剖面也基本达到了期望的数值范围和分布规律。因此试验数据是可信的,风洞模拟是成功的。可以进一步用上述模拟流场分别进行流花11-1海上采油平台水上结构部分和水下结构部分的气动力试验研究。 相似文献
950.
在1米低速风洞中,对半展长直机翼翼尖用围空间流场进行了详细地研究,并分析了翼尖帆片的增升减阻机理。根据理论计算并结合试验结果设计的翼尖机片,经大低速风洞全机模型试验证明:翼尖装三个机片可使全机诱导阻力因子减小21.49%。这可供帆片设计时参考。 相似文献