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Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers
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作者 Qiang LI Liang NIE +3 位作者 Kouli ZHANG Yu LI Suyu CHEN Guangsheng ZHU 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第5期1215-1221,共7页
The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the... The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 106 m-1 and 2.1 × 106 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is 展开更多
关键词 Heat flux HYPERSONIC boundary layer RUDDER Shock tunnel Transition Vortex generator
进气道整流罩全尺度动态分离试验研究 预览
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作者 朱国祥 王磊 +1 位作者 苑朝凯 王春 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2019年第4期45-51,共7页
进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压... 进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势,推导了适用于高速动态分离试验的相似准则,发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施,建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术,针对配有进气道整流罩的飞行器前体,以50kPa动压试验条件实现了高动压(100kPa)条件下的动态分离轨迹模拟。 展开更多
关键词 动态分离 进气道整流罩 相似准则 激波风洞 分离轨迹观测
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高超声速高焓风洞试验技术研究进展 预览
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作者 姜宗林 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第3期347-355,共9页
高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。... 高焓风洞及其试验技术是助力人类进入高超声速飞行时代的基石,近年来取得了长足的进展。本文首先重点介绍了四种典型驱动模式的高焓风洞,即直接加热型高超声速风洞、加热轻气体驱动激波风洞、自由活塞驱动激波风洞和爆轰驱动激波风洞。通过这些代表性风洞的介绍,讨论了相关风洞的理论基础和关键技术及其长处与不足。由于高超声速高焓流动具高温热化学反应特征,风洞试验技术研究还包含着针对高焓特色的测量技术发展。本文介绍了三种主要测量技术:气动热测量技术、气动天平技术和光学测量技术。这些技术是依据常规风洞试验测量需求而研制的,又根据高焓风洞的特点得到了进一步的改进和完善。最后对高超声速高焓风洞试验技术发展做了简单展望。 展开更多
关键词 高焓流动 激波风洞 高超声速飞行器 气动力/热特性 测量技术
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激波风洞边界层转捩测量技术及应用
4
作者 李强 江涛 +3 位作者 陈苏宇 常雨 赵磊 张扣立 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期61-72,共12页
高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适... 高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心?2m激波风洞(FD-14A)马赫数10、单位雷诺数1.2×10^7/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。 展开更多
关键词 激波风洞 高超声速边界层 转捩测量技术 高频脉动压力 高清晰度纹影显示 第2模态波 湍流斑
爆轰驱动高能起爆技术实验研究
5
作者 陆星宇 李进平 +1 位作者 陈宏 俞鸿儒 《中国科学:技术科学》 EI CSCD 北大核心 2019年第3期311-319,共9页
爆轰驱动激波风洞的驱动气体声速较高,擅长模拟高总温、高总压的试验气体.降低驱动气体声速会导致起始爆轰困难,因此在低总温、高总压气体模拟方面能力不足.本研究提出了一种新的高能起爆方法--封闭式点火管,在高浓度氮气稀释的氢氧混... 爆轰驱动激波风洞的驱动气体声速较高,擅长模拟高总温、高总压的试验气体.降低驱动气体声速会导致起始爆轰困难,因此在低总温、高总压气体模拟方面能力不足.本研究提出了一种新的高能起爆方法--封闭式点火管,在高浓度氮气稀释的氢氧混气中实现了起始爆轰,成功获得了低声速的驱动气体.通过实验明确了点火管起爆能量的主导因素,给出了封闭式点火管的设计原则.通过实验和计算明确了新方法对激波管/风洞流动过程的影响机理,据此提出了封闭式点火管的使用原则.利用这种新方法获得了低总温、高总压的试验气体,为拓展高超声速飞行条件地面试验能力提供了可行方法. 展开更多
关键词 高超声速 爆轰 起爆 激波风洞
用于爆轰驱动的射流起爆实验研究 预览
6
作者 陆星宇 李进平 +1 位作者 陈宏 俞鸿儒 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期11-20,共10页
爆轰驱动激波风洞的自由来流模拟范围与驱动气体的爆轰极限密切相关,爆轰极限越宽则模拟范围越大。驱动气体一般是通过点火管进行起爆的,提高点火管的起爆能力可以拓宽爆轰极限。为了提高点火管起爆能力,就点火管口径、点火气体爆轰敏... 爆轰驱动激波风洞的自由来流模拟范围与驱动气体的爆轰极限密切相关,爆轰极限越宽则模拟范围越大。驱动气体一般是通过点火管进行起爆的,提高点火管的起爆能力可以拓宽爆轰极限。为了提高点火管起爆能力,就点火管口径、点火气体爆轰敏感性和单/双点火管3种因素的影响进行了实验研究。在不同的点火管初始条件下,对驱动段波速进行了测量。结论如下:(1)提高点火管口径可以显著提升起爆能力;(2)点火气体爆轰敏感性对起爆能力有影响,点火管为缩径内型面时,低敏感性气体起爆能力更强,点火管为等径内型面时则低敏感性气体和高敏感性气体的起爆能力大体持平;(3)在保证射流同步的前提下,双点火管能够提高起爆能力,为保证射流同步性需使用化学恰当比的氢氧混气等爆轰敏感性强的点火气体。 展开更多
关键词 爆轰 湍流射流 起爆 激波风洞 爆轰驱动
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前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验 预览 被引量:2
7
作者 高文智 李祝飞 +1 位作者 曾亿山 杨基明 《力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第2期209-220,共12页
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡... 激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5mm与1mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰. 展开更多
关键词 激波振荡 高超声速进气道 涡发生器 非定常分离流 激波风洞
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隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究 预览
8
作者 李一鸣 李祝飞 +1 位作者 杨基明 吴颖川 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2018年第5期1-6,共6页
在马赫数6的激波风洞中,通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压,借助高速纹影和壁面静压测量,研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后,流场中的反射波系构成了背景激波;开启横向喷流后,隔离段下游气流不... 在马赫数6的激波风洞中,通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压,借助高速纹影和壁面静压测量,研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后,流场中的反射波系构成了背景激波;开启横向喷流后,隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高,隔离段内出现激波串。在反压作用下,激波串逐渐前移,其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化;背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度,能够增强与入射点同侧的前沿激波分支,使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后,在进气道肩点附近短暂振荡,反压进一步增大后,进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后,进气道再起动。 展开更多
关键词 激波串 横向喷流 激波风洞 二元进气道 高速纹影
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激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响 被引量:1
9
作者 李祝飞 杨基明 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第3期676-684,共9页
由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷... 由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。 展开更多
关键词 高超声速进气道 脉冲起动 激波风洞 喷管起动 初始间断面
高超声速飞行复现风洞理论与方法 预览
10
作者 姜宗林 李进平 +2 位作者 胡宗民 刘云峰 俞鸿儒 《力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期1283-1291,共9页
针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而... 针对高超声速飞行伴随的热化学反应流动,本文回顾了郭永怀先生的科研理念和学科布局,综述了他亲手成立的高温气动团队在高超声速飞行风洞实验模拟理论与方法方面的研究进展高温气体的迅速产生与迅速应用是一种理想的风洞运行方法,而激波管就是这样一种实验装备论文首先介绍了激波管技术的基本理论与方程,指出将其用于高超声速流动实验模拟时所具有的独特优势然后讨论了应用激波风洞复现需要的高超声速飞行状态的可行性、基本方程和需要解决的关键问题针对这些关键问题,进一步介绍了如何应用爆轰现象研发激波风洞驱动技术的理论,并给出了基于爆轰驱动方法的技术发展和工程应用验证最后,论文介绍了爆轰驱动激波风洞的界面匹配条件,该条件奠定了长实验时间激波风洞运行基础,是其他驱动方法尝试解决而没能完全解决的难题高温气动团队关于高超声速飞行复现风洞的理论与技术研究,实现了郭永怀先生的战略规划,成就了国际领先的高超声速热化学反应流动研究平台。 展开更多
关键词 高超声速 激波风洞 复现飞行条件 爆轰驱动 缝合条件
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高超声速绕平板直立舵干扰气动热研究 预览 被引量:2
11
作者 栗继伟 汪球 赵伟 《中北大学学报:自然科学版》 北大核心 2017年第5期609-613,共5页
针对激波/边界层干扰引起的气动热问题,在中国科学院力学研究所JF12复现高超声速飞行条件激波风洞中开展了大尺寸平板/圆柱形直立舵干扰的气动热实验,热流测量采用E型同轴热电偶,同时开展了相应工况的三维数值模拟.研究结果表明,舵体干... 针对激波/边界层干扰引起的气动热问题,在中国科学院力学研究所JF12复现高超声速飞行条件激波风洞中开展了大尺寸平板/圆柱形直立舵干扰的气动热实验,热流测量采用E型同轴热电偶,同时开展了相应工况的三维数值模拟.研究结果表明,舵体干扰区存在的流动分离再附现象导致热流分布存在双峰结构,热流峰值出现在舵体前缘0.2倍舵体直径处,为无干扰时的19倍;舵体前干扰区以马蹄涡形状向后发展. 展开更多
关键词 高超声速 激波/边界层干扰 气动热 激波风洞
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攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性 被引量:1
12
作者 郭帅涛 李祝飞 +1 位作者 高文智 杨基明 《推进技术》 CSCD 北大核心 2017年第5期983-991,共9页
针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系... 针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。 展开更多
关键词 高超声速进气道 自起动 数值模拟 激波风洞 攻角
激波风洞边界层强制转捩试验研究 预览
13
作者 李强 张扣立 +1 位作者 庄宇 赵金山 《宇航学报》 CSCD 北大核心 2017年第7期758-765,共8页
针对升力体模型设计了涡流发生器,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ2 m激波风洞上开展风洞试验,研究了高超声速边界层强制转捩问题。试验来流名义马赫数分别为10、12,单位雷诺数分别为2.4×10~/m、2.1×10~6/m,模型攻角... 针对升力体模型设计了涡流发生器,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ2 m激波风洞上开展风洞试验,研究了高超声速边界层强制转捩问题。试验来流名义马赫数分别为10、12,单位雷诺数分别为2.4×10~/m、2.1×10~6/m,模型攻角10°。试验中应用铂薄膜热流传感器技术和温敏热图(TSP)技术测量了模型表面热流,证明涡流发生器实现了模型边界层强制转捩,使Φ2 m激波风洞拥有了模拟高马赫数低雷诺数湍流边界层的能力。试验结果表明,不同形状不同高度涡流发生器对边界层完全转捩成湍流后的热流影响不明显,由此可提出一种新的激波风洞试验方法,即利用涡流发生器开展相同来流条件下不同边界层流态对模型表面热流等边界层参数分布影响的试验研究。 展开更多
关键词 激波风洞 涡流发生器 强制转捩 湍流模拟
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软岩隧洞中乳化炸药拒爆的解决办法 预览
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作者 林代恒 《工程爆破》 2017年第2期87-90,共4页
为解决在软岩隧洞掘进爆破中乳化炸药发生拒爆的问题,通过分析乳化炸药破乳的原因,发现乳化炸药在爆炸环境中结构成分容易发生变化。研究结果表明,在分段延时爆破作业中,先引爆的炮孔产生的冲击波会对其作用范围内后引爆炮孔中的炸药产... 为解决在软岩隧洞掘进爆破中乳化炸药发生拒爆的问题,通过分析乳化炸药破乳的原因,发现乳化炸药在爆炸环境中结构成分容易发生变化。研究结果表明,在分段延时爆破作业中,先引爆的炮孔产生的冲击波会对其作用范围内后引爆炮孔中的炸药产生挤压作用,被挤压的部分微小敏化气泡消失,导致乳化炸药破乳失效。盐边县偏路水库泄洪排沙隧洞爆破工程的实验,验证了在不改变爆破器材的情况下,可以通过改变装药结构,调整布孔参数以及起爆顺序成功克服乳化炸药在软岩隧洞掘进爆破中发生的拒爆问题,并取得了良好的爆破效果,可为类似爆破工程提供参考。 展开更多
关键词 乳化炸药 冲击波 破乳 软岩隧洞 拒爆 延时爆破
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耐冲刷薄膜铂电阻热流传感器研制 预览 被引量:4
15
作者 李强 刘济春 孔荣宗 《电子测量与仪器学报》 CSCD 北大核心 2017年第4期623-629,共7页
薄膜铂电阻热流传感器是激波风洞气动热环境试验的主要测量手段,其缺点是不耐冲刷、易损坏,影响风洞试验效率。为增强铂薄膜热流传感器的耐冲刷能力,以厚度0.06μm的铬薄膜作为底衬,既能增强铂薄膜在玻璃基体上的附着力,又不会影... 薄膜铂电阻热流传感器是激波风洞气动热环境试验的主要测量手段,其缺点是不耐冲刷、易损坏,影响风洞试验效率。为增强铂薄膜热流传感器的耐冲刷能力,以厚度0.06μm的铬薄膜作为底衬,既能增强铂薄膜在玻璃基体上的附着力,又不会影响铂薄膜的电阻温度系数,并覆盖厚度0.2μm的二氧化硅薄膜作为保护膜,制作了3层膜结构和两种两层膜结构的热流传感器样品。分析了铬膜及二氧化硅膜对热流传感器电阻温度系数的影响,对3层膜和单层膜热流传感器的一维传热过程进行对比仿真计算,证明二氧化硅膜不会对激波风洞热流测量结果带来明显的影响。通过开展热流传感器的对比验证试验,证明多层膜热流传感器热流测量结果的可靠性,其热流测量精度和耐冲刷能力都得到一定程度提升。 展开更多
关键词 激波风洞 热流传感器 耐冲刷 多层膜
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前向空腔的弓形激波特性研究 预览
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作者 王刚 马晓伟 +3 位作者 江涛 龚红明 孔荣宗 杨彦广 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期901-907,共7页
在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究,应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值,利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体... 在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究,应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值,利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体距离预测方法,结合国外的试验测量结果与Organ-pipe理论,验证了这种方法的有效性和适用性,且该方法对激波脱体距离的预测结果与FD-14A风洞试验结果一致。此外,基于这种方法讨论了空腔振荡频率预测方法存在的争议。最后,研究了Ma=10流场下球锥体-前向空腔构型的脱体激波振荡幅值与平均速度的规律。 展开更多
关键词 脱体距离 前向空腔 压力振荡 激波风洞
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CARDC激波风洞TSP技术研究进展 预览 被引量:2
17
作者 张扣立 周嘉穗 +2 位作者 孔荣宗 马晓伟 江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期738-743,共6页
从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学... 从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成,建立了一套适于激波风洞试验的高速TSP测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像,基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据,能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值,TSP技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息,可更加全面的测量模型外表面的热环境,并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明,TSP技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟,在Φ2m和Φ0.6m激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域,已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。 展开更多
关键词 温敏漆 热流 激波风洞 传感器 图像 数据处理 边界层
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渗流和双向地震下跨海减震隧道的稳定分析 预览
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作者 程选生 俞东江 +2 位作者 刘博 徐伟伟 林梅 《铁道科学与工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2016年第5期882-890,共9页
为了研究渗流和双向地震作用下跨海减震隧道工程结构的稳定性,采用动力有限元静力强度折减法,并利用ADINA软件分别建立了结构场和流体场分析模型。考虑黏弹性人工边界、双向地震和渗流的影响,研究海水深度、覆岩厚度和渗透系数对设置减... 为了研究渗流和双向地震作用下跨海减震隧道工程结构的稳定性,采用动力有限元静力强度折减法,并利用ADINA软件分别建立了结构场和流体场分析模型。考虑黏弹性人工边界、双向地震和渗流的影响,研究海水深度、覆岩厚度和渗透系数对设置减震层跨海隧道动力稳定安全系数的影响以及塑性区的变化规律。研究结果表明:渗流和双向地震作用下,跨海减震隧道结构的塑性区最先出现在隧道结构的两侧拱脚和拱肩周边部位,拱顶部位没有出现塑形区;覆岩厚度越厚,设置减震层对跨海隧道在地震作用下的安全系数提高越少;海水深度和渗透系数的变化对设置减震层跨海隧道结构的安全系数影响不大;覆岩厚度的变化对跨海隧道在渗流和地震作用下安全系数的影响大于海水深度和渗透系数的影响。 展开更多
关键词 减震 隧道 流-固耦合 动力有限元静力强度折减法 安全系数 稳定
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高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究
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作者 汪球 黄建栋 +2 位作者 聂春生 赵伟 余西龙 《中国科学:技术科学》 CSCD 北大核心 2016年第5期500-508,共9页
高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结... 高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值. 展开更多
关键词 高焓 激波风洞 电子密度 静电探针
一种二元进气道起动特性的数值与实验考察 被引量:3
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作者 李祝飞 高文智 杨基明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1224-1232,共9页
采用Spalart-Allmaras湍流模型对来流马赫数变化引起的二元高超声速进气道模型的起动特性进行了三维数值模拟,并在来流马赫数5.5和5.9两种工况进行了激波风洞实验验证。结果表明,进气道不起动时,模型侧板上的流动分离与外压缩面上的流... 采用Spalart-Allmaras湍流模型对来流马赫数变化引起的二元高超声速进气道模型的起动特性进行了三维数值模拟,并在来流马赫数5.5和5.9两种工况进行了激波风洞实验验证。结果表明,进气道不起动时,模型侧板上的流动分离与外压缩面上的流动分离相融合,堵塞了进气道入口,三维流动特征显著。在预报进气道自起动和不起动时,应当考虑三维流动效应。逐步增大来流马赫数和逐步减小来流马赫数两种路径下,进气道存在起动迟滞现象。对于本文的进气道模型,当内收缩比增大0.2时,自起动马赫数约升高1,不起动马赫数约升高0.5,进气道的起动迟滞环变大,起动性能下降。在激波风洞中获得的进气道自起动以及起动/不起动双解区的实验结果与数值模拟相符合。 展开更多
关键词 高超声速进气道 起动特性 自起动 迟滞 激波风洞
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