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本文从相似理论到风洞实验,用大量的论据和事实、说明了风洞实验数据的精度,并不取决于风洞尺寸的大小,而只取决于实验条件及模型尺寸满足N-S方程的解的近似程度。文中讨论了怎样大小尺寸的风洞,既满足了空气动力学的研究发展和型号试验,又适合我国国情的经济性要求这个人们普遍关心的问题。最后介绍了NASA给出的一组能较好满足上述两方面要求,且具有某种唯一性条件的不同Mach数范围下的风洞最好尺寸,供有关部门和人员参考 相似文献
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六种常规弹体在两种细长比下头部和尾部形状时CN,Xcp的影响进行实验研究,实验名义Mach数为4.0,4.5,5.0和6.0,a=0°~6°(或0°~8°)。获得了一些对高超声速飞行器研制有实用价值的结果。 相似文献
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关于细长导弹亚、跨、超声速时,α∞=0°~90°范围消除支杆干扰的风洞气动力实验方法研究,重点叙述了消除支杆干扰的必要性、原理和方法,明确超声速和亚、跨声速消除支杆干扰实验方法的理论区别.通过M=0.4和0.8两种Mach数的风洞气动力实验,初步证明:在亚、跨声速情况,消除支杆干扰的风洞气动力实验方法,也能与超声速情况类似获得解决. 相似文献
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本文概述了具有顺,逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性,作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘,可供理论研究时参考。 相似文献
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“局部几何相似”在风洞实验中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
本文根据线化超音速翼-体组合干扰理论,以边值问题分解和叠加的一般原理为基础,用三个小的“局部几何相似”的模型代替一个大的完全相似的模型,实现了在小风洞中做大模型实验的目的,并通过M=3.49的实验结果比较,证明两种相似(即“局部几何相似”和“完全几何相似”)实验数据的相对误差小於±3%,落在仪器测量误差范围之内,因而提供的数据是可信的。 本方法的应用条件是:对於任何一种几何外形,只要能找到与某一气动参数无关的“自准几何参数”就可能通过“局部几何相似”的方法,达到在小风洞中进行大而复杂模型实验的目的。 相似文献
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对飞船用热球风速传感器的要求以及为实现这些要求所采取的各项研究内容作了简要的介绍,主要包括热球风速传感器工作原理、热球风速传感器设计、特殊标定设备的研制和标定方法的确定、飞船用风速传感器的各种地面环境试验和实际应用等。 相似文献
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就风洞尺寸要多大才比较合理以及小风洞的改造和挖潜等问题进行了讨论。认为风洞尺寸不是越大越好,而是在不同速度范围存在着一组相对适中的带某种唯一性的风洞尺寸。这种风洞尺寸,既能满足航天器研制的需要,又具有合理的经费开支。文中推荐了不同速度下一组较合适的且能满足需要的风洞尺寸,供人们参考。同时本文还认为,在一定的风洞条件下,实验数据的精准度与风洞尺寸的大小无关,只要相似模拟的条件正确,就能给出同样精准度的实验数据。就这一观点,列举了在北京空气动力研究所的FD 02小风洞中做出的几种实验。 相似文献
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本文通过中等高超音速弹体流场分析和卵-柱-翼组合的干扰计算,指出翼-体之间会产生负干扰,即不利干扰,这种不利干扰由体对翼的干扰所引起,它的值的大小及出现的早晚,与翼-体组合的几何外形、相对位置、M_∞和α_∞有关,产生负干扰的物理原因是气流通过弹体头冲波后的动量损失所致。计算还指出,翼-体组合体的压心随M_∞增加略有前移,随α_∞增加趋于面心,并与实验结果吻合较好。 相似文献