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951.
952.
利用风洞试验研究冲压翼伞的升阻特性 总被引:1,自引:0,他引:1
冲压翼伞的风洞试验是研制冲压翼伞过程中的一项重要内容。介绍了投物用冲压翼伞风洞试验的特点及发展,着重讨论了这类冲压翼伞的升阻特性,通过理论计算与试验结果的比较,分析了柔翼与刚性翼之间的差异,得出了升阻比最佳点,同时,还分析了冲压翼伞各部分阻力的构成情况,提出了减少阻力的主要措施。 相似文献
953.
下吹-抽吸式高速风洞的起动和运转对模型测试有重要影响。为分析试验模型和扩压器对风洞起动和运转特性的影响,采用数值模拟方法,使用二维轴对称模型对Φ0.5m高速风洞的流场进行了研究,控制方程为粘性可压缩Navier-Stokes方程。对马赫数5和10两种状态下的流场行了对比,结果表明,试验段基本流态受试验舱静压控制,收集器对流动状态有很大影响。当带模型运转时,试验段内激波结构更为复杂,出现明显溢流,总压损失更大,所需起动压比越大;扩压器平直段直径决定了其静压恢复效率。扩压器平直段直径增大或安装模型时,临界运转压比都会明显增大;且马赫数越大,受到的影响越大。马赫数5带模型起动时,扩压器平直段直径0.5m,气流壅塞,风洞无法启动。无模型时,当平直段直径0.45m,扩压器不能发挥静压恢复作用,风洞运行时间明显缩短。 相似文献
954.
955.
Y型喷嘴反压环境粒径的图像捕捉测量技术 总被引:1,自引:0,他引:1
鉴于Y型喷嘴反压条件下的粒径难以采用传统光学测量手段获得有效数据,提出一种基于图像捕捉的粒径处理程序,通过微距镜头拍摄雾场图像,通过图像识别和数据统计获取有效索太尔平均直径(SMD)。该处理方法在大气下与相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量结果误差不超过12%。实验结果表明:在反压条件下,当气流量为0g/s时,雾化粒径较大,随着环境压力升高和液流量增大,雾化粒径呈减小趋势;当加入气流量为55g/s时,雾化粒径显著降低,并且粒径随着环境压力升高而增大(该结果与不加气时恰恰相反),而在同一反压、不同液流量工况下,雾化粒径基本保持不变。在燃烧室变工况条件下,加入少量的气体即可使雾化粒径显著减小且在变工况条件下基本保持一致。 相似文献
956.
该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。 相似文献
957.
等离子体气动激励扩大低速轴流式压气机稳定性的实验 总被引:6,自引:1,他引:5
在低速轴流式压气机孤立转子实验台上进行了等离子体气动激励扩大压气机稳定性的实验研究.研制了等离子体气动激励处理机匣,通过比较一定转速下施加等离子体气动激励前后的压升系数和流量系数,研究压气机稳定性的变化.施加等离子体气动激励后,转速为900 r/min和1 080 r/min时,压气机近失速流量系数分别降低5.2%和5.07%.等离子体气动激励电压增大后,扩稳效果更好.在距离转子叶片前缘49.5%弦长处施加等离子体气动激励,扩稳效果更好. 相似文献
958.
959.
960.
建立了微下冲气流影响下的飞机运动的数学模型,用数值方法分析了微下冲气流对飞机滑跃起飞的影响。结果表明微下冲气流对飞机滑跃起飞性能有明显的影响,特别是微下冲气流中心的位置对飞机滑跃起飞的影响十分显著。如果飞机离开斜板时处于顺风微下冲气流场,那么飞机的爬升高度和爬升率将严重下降,对飞机的滑跃起飞性能产生不利影响。 相似文献