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题名10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量
被引量:9
- 1
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作者
马家驩
潘文欣
翟曼玲
陈素贞
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机构
中国科学院力学研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1997年第4期452-457,共6页
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文摘
在中科院力学所JP-4B高超声速脉冲风洞中,用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量,并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计,模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明;脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致,重复测量精度与弹道把试验相当。
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关键词
脉冲风洞
模型自由飞
动导数测量
高超声速
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Keywords
impulse type wind tunnel
model free flight
dynamic stability derivatives
pitching damp coefficient
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分类号
V211.71
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.1
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题名两种有翼飞行器高超声速动态气动特性的对比实验研究
被引量:3
- 2
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作者
李江
马家驩
潘文欣
翟曼玲
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机构
中国科学院力学研究所高温气体动力学开放研究实验室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2001年第2期217-222,共6页
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基金
国家高技术资助项目! (航天领域 ) 86 3 2 6 5部分
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文摘
采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的俯仰阻尼导数。两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积 ,但机身和机翼的剖面则彼此各不相同。实验在名义马赫数M∞ =6.4条件下进行 ,同一名义实验条件下的重复实验显示一致的运动形态和接近的动导数测量结果。气动参数辨识采用最大似然法 ,对风洞实验准定常试验时间中模型的平面运动以线性气动参数模型辨识得到它们的俯仰阻尼导数。结果揭示两种外形有差异的模型呈现迥然不同的动态气动特性 :带OMS舱的航天飞机仿真模型具有动态稳定性 ,而简化外形的类航天飞机模型则为动不稳定。虽然对导致这种极大差异的直接物理原因还有待深入研究 。
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关键词
模型自由飞
高超声速
有翼飞行器
气动特性
对比实验
空气动力学
航天飞行器
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Keywords
model free flight
hypersonic
impulse wind tunnel
space shuttle
pitching damp
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分类号
V211
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名格栅下游湍流特性的研究
被引量:2
- 3
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作者
李静美
赵润民
翟曼玲
杨雅贤
宋政
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机构
中国科学院力学研究所
中国科学院工程热物理研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1993年第4期440-444,共5页
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文摘
恒温热线风速仪在激波管中(来流条件T_0=290~315K,U_∞=20~60m/s)测量了四种形状不同的格栅下游湍流特性。结果表明:在相同条件下,圆柱形格栅能产生较大的湍流度,其下游湍流度随距离增加而减小,随来流雷诺数增加而增加。
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关键词
格栅
湍流度
热线
激波管
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Keywords
grids, turbulence, hotwire, shock tube.
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分类号
O357.5
[理学—流体力学]
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题名有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量
被引量:3
- 4
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作者
马家驩
李江
潘文欣
翟曼玲
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机构
中国科学院力学研究所高温气体动力学开放研究实验室
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出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2001年第4期70-76,共7页
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基金
国家高技术航天领域资助项目 ( 863 2 6 5 )
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文摘
对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 。
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关键词
动导数测量
有翼航天飞行器
模型自由飞试验
高超声速风洞
俯视阻尼系数
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Keywords
pitching moment coefficient
winged vehicle
hypersonic
impulse wind tunnel
model free flight
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名塞式喷管气体动力学过程冷流实验研究
被引量:1
- 5
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作者
李江
马家欢
潘文欣
翟曼玲
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机构
西北工业大学航天工程学院
中国科学院力学研究所
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出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2003年第2期10-14,共5页
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基金
国家自然科学基金资助项目(19882006)
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文摘
开展了塞式喷管气体动力学过程的冷流实验研究。实验对不同压比条件下塞式喷管塞体表面的压力分布进行了测量,对塞体长度、侧板影响、底部特性以及二次流影响进行了研究。通过冷流实验揭示了塞式喷管的气体动力学过程和流动特性,得到的结论主要有:(1)有无侧板对塞体边缘压力分布影响比较明显,对中心线压力分布影响很小,无侧板的情况下喷管性能会有一定损失。(2)尾迹开放状态下,底部压力随环境压力变化,由于底部涡的影响,底部压力低于环境压力;尾迹闭合状态下,底部压力不再随环境压力变化。(3)尾迹闭合状态下,在底部加入二次流会有比较明显的增压效果;尾迹开放状态下,二次流对短喷管增压效果不明显,但对长喷管有一定的增压效果。
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关键词
塞式喷管
气体动力学
冷流实验
尾迹
实验设备
流动特征
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Keywords
plug nozzle
cold flow experiment
gas dynamics
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分类号
V433.9
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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