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621.
用改进的壁压法,对 Ma≤ 0 .9时飞机的大堵塞比模型、大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算。修正中考虑了洞壁干扰修正量分布不均匀的影响,初步解决了大迎角实验洞壁干扰修正中最困难的力矩修正问题。该方法可用于各种透气壁或实壁风洞 相似文献
622.
湍流减阻新概念的实验探索 总被引:11,自引:0,他引:11
本文对当今湍流表面摩擦减阻新概念进行了初步的风洞实验探索。将垂直于流动方向的小尺寸肋条按一定的间隔距离固定在平板上,利用自制的悬挂式天平测量了不同风速时的阻力,获得了约10.2%的减阻效果。实验中分别考察了肋条参数对减阻的影响,使用X型热线风速仪研究了雷诺应力的型态。从湍流边界层涡结构的观点出发,提出了边界层底部“微型空气轴承(MABS)”减阻新概念以及涡结构干扰对减阻的影响,并认为平均速度型态的 相似文献
623.
624.
在风洞试验中,马赫数的稳定性和快速性对风洞流场品质有着重要影响。为了实现马赫数的精确控制,必须对马赫数进行快速、准确的预测。风洞试验积累了大量数据,大数据集包含了更多的有益信息,为实现马赫数的精确预测提拱了可能性,但也增加了建模的复杂度。通常高度复杂的模型会加重其在实际使用时的计算负担。针对大数据集问题,本文将随机森林方法应用于风洞马赫数建模。随机森林是一种集成模型建模方法,它从3方面降低模型的复杂度:产生多个样本子集,减少了子模型的训练样本个数;具有并行集成结构,子模型可在不同的CPU上运行,提高了运行速度;以简单学习算法回归树作为基学习机,降低了子模型的复杂度。试验证明基于随机森林的马赫数预测模型能够有效利用试验积累的大数据,满足工程上预测速度及精度的要求。 相似文献
625.
风场对动力翼伞系统的运动状态有着重要的影响,获得风场中风的速度和方向可以使动力翼伞系统利用或者消除风场的影响。针对风场辨识问题,通过分析动力翼伞系统在风场作用下的飞行特性,提出了一种基于动力翼伞系统在风中的飞行状态进行风场辨识的方法。该方法仅使用动力翼伞系统配备的全球定位系统(GPS)模块采集定位数据,计算获得动力翼伞系统飞行的速度和方向,根据风场与动力翼伞系统的动态关系,利用最小二乘法对风场进行在线辨识。为了保证辨识精度,由GPS获得的动力翼伞系统运动信息经卡尔曼滤波器进行滤波处理。仿真结果表明:该方法对风场有较高的辨识效果,并能辅助实现雀降。 相似文献
626.
627.
本文提出了一种基于Kriging代理模型的风洞应变天平静态校准方法。采用拉丁超立方设计的试验设计(DOE)方法选取校准加载点,以六分量组合加载技术为支撑,采用一阶回归基函数和EXP关联函数对校准数据构建Kriging模型,以电压信号增量和其他条件变量为自变量,通过Kriging模型对天平所受载荷进行预测。校准结果表明,与传统的OFAT(One Factor at A Time)校准方法相比,该方法具有相同的准度,加载点数量极大减少。将该方法应用于某矢量喷管推力测量天平的校准工作中,以通气流量和天平电压信号增量作为自变量,较好预测了喷管产生的推力,解决了传统校准方法难以克服的通气影响问题。 相似文献
628.
为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005. 相似文献
629.
气体取样分析在脉冲燃烧风洞试验中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
针对脉冲燃烧风洞试验条件及超燃冲压发动机燃烧室出口流场环境,设计了用于脉冲燃烧风洞流场氧气组分浓度校核及发动机燃烧室出口气流组分分析的探针取样-气相色谱分析测量系统,并在此基础上完成了对取样探针内部流场特性及燃气化学反应冻结情况分析.分析结果表明,进入探针的气流被有效冷却,能够实现化学反应冻结.利用风洞试验气流进行了系统校核,系统控制方面能够满足脉冲风洞试验测量要求,所得到的气流中氧气含量测量值与理论值吻合较好,偏差小于5%,甚至低至0.4%.利用该系统对马赫数2.6来流条件、直连式燃烧室模型燃烧工况下,出口不同位置处燃气中O2、N2和CO2等主要气体组分进行了直接测量,并进而估算了各测点处的表观燃烧效率,获得了其变化情况,所得到的结果在一定程度上反映了燃烧室中燃料的分布情况. 相似文献
630.
内埋武器舱关键气动及声学问题研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以风洞试验为手段,在高速风洞中对内埋武器舱关键气动问题进行了深入研究。利用静态压力测量、脉动压力测量、网格测力等测试手段,获取了典型弹舱流场静压分布特性、气动声学特性以及武器分离特性。研究结果表明:舱内静压分布变化明显,可以此定义弹舱流场类型;开式弹舱流场气动声学环境恶劣,总声压级强度可达170dB 以上,且频谱曲线上存在多个明显的能量尖峰;武器从舱内分离过程中可能产生较大的抬头力矩,影响机/弹安全分离;在弹舱前缘施以流动控制能降低舱内静压梯度、抑制气动噪声,且有利于改善武器分离特性。 相似文献