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专家-模糊PID在低速风洞风速控制系统中的应用 被引量:16
1
作者 李可 刘旺开 王浚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第12期1387-1390,共4页
介绍北京航空航天大学D-4低速风洞风速控制系统的结构、控制原理和性能特点.为了解决低速风洞风速控制系统建模困难、控制系统复杂、易受外界影响,且自身参数时变不确定、控制难度大的特点,采用了模糊PID调节算法结合专家判断组成专家-... 介绍北京航空航天大学D-4低速风洞风速控制系统的结构、控制原理和性能特点.为了解决低速风洞风速控制系统建模困难、控制系统复杂、易受外界影响,且自身参数时变不确定、控制难度大的特点,采用了模糊PID调节算法结合专家判断组成专家-模糊智能控制器的方法控制风速.现场调试运行结果表明:这种方法解决了常规PID不能在线进行参数自整定的问题,不仅具有PID控制器高精度的优点,又具有模糊控制器快速性、稳定性、鲁棒性高的特点,并且具有良好的动、稳态特性,可满足低速风洞风速控制要求. 展开更多
关键词 低速风洞 风速控制 模糊控制 自适应PID 专家控制
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半模机翼振动的风洞实验技术研究 被引量:6
2
作者 解亚军 叶正寅 高永卫 《航空工程进展》 2012年第1期39-43,共5页
飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同... 飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明:振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。 展开更多
关键词 NACA0012半模机翼 NACA64-210半模机翼 升力特性 测力实验 静态 振动
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NASA的全尺寸大雨—机翼气动力试验设备
3
作者 庆明 《国际航空》 北大核心 1989年第9期30-31,共2页
关键词 机翼 气动力 试验设备 降雨
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某航空部件的排气噪声预测研究
4
作者 杨泳 连洁 +1 位作者 向宏辉 徐开俊 《西安航空学院学报》 2018年第5期30-34,共5页
为了预测某航空部件的排气噪声,以某型民用航空部件中试验器排气系统为研究对象,通过经验/半经验方法建立噪声预测模型,经过流场数值和波动理论仿真不同工况下该型航空部件排气噪声拟生源和声传播相关数值。预测得出总排气口附近噪声超... 为了预测某航空部件的排气噪声,以某型民用航空部件中试验器排气系统为研究对象,通过经验/半经验方法建立噪声预测模型,经过流场数值和波动理论仿真不同工况下该型航空部件排气噪声拟生源和声传播相关数值。预测得出总排气口附近噪声超过160dB,峰值频率约为400Hz。该预测结果为试验器降噪设计和试验器厂房选址提供了技术基础。 展开更多
关键词 喷流噪声 仿真 声功率 声压级 峰值频率
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高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究 被引量:1
5
作者 李明 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2003年第4期51-55,共5页
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射... 为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仪镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。 展开更多
关键词 表面发射率 红外热图技术 高超声速低密度风洞实验 温度测量 红外热像仪 模型试验
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昆明世博园孔雀艺术广场改建工程的风洞实验
6
作者 张振 李轶明 +2 位作者 孙智利 颜大椿 宋晓冰 《北京大学学报(自然科学版)》 CAS CSCD 北大核心 2003年第3期301-308,共8页
介绍了昆明世博园孔雀艺术广场改建工程的风洞实验。实验中模拟了当地风场 ,测量了观众席顶棚和舞台顶棚的平均风压和均方根风压以及观众席顶棚下游脱落涡的频率。实验结果表明 ,受断崖下游脱落涡的影响 ,各片顶棚的瞬时风压较大 ;观众... 介绍了昆明世博园孔雀艺术广场改建工程的风洞实验。实验中模拟了当地风场 ,测量了观众席顶棚和舞台顶棚的平均风压和均方根风压以及观众席顶棚下游脱落涡的频率。实验结果表明 ,受断崖下游脱落涡的影响 ,各片顶棚的瞬时风压较大 ;观众席顶棚的风压分布在沿主风向时各片有明显变化 ,均方根风压较强。舞台顶棚的平均风压较小 。 展开更多
关键词 风场模拟 流动观察 风特性
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超声速非平衡电离磁流体流动控制试验和数值模拟 被引量:5
7
作者 李益文 樊昊 +5 位作者 张百灵 王宇天 段成铎 高岭 庄重 何国强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期146-155,共10页
为了开展磁流体(MHD)流动控制原理研究,建立了磁流体技术试验系统,采用电容耦合射频-直流组合放电对Ma=3.5气流进行电离,在磁场作用下产生顺/逆气流方向的洛伦兹力控制流场,采用试验段静压变化来监测磁流体流动控制效果,通过一维模型计... 为了开展磁流体(MHD)流动控制原理研究,建立了磁流体技术试验系统,采用电容耦合射频-直流组合放电对Ma=3.5气流进行电离,在磁场作用下产生顺/逆气流方向的洛伦兹力控制流场,采用试验段静压变化来监测磁流体流动控制效果,通过一维模型计算磁流体流动控制过程中流场变化情况,分析磁流体流动控制效果;通过添加电磁源项的Navier-Stokes方程耦合电势泊松方程建立了二维磁流体动力模型,对磁流体流动控制进行数值模拟研究。主要结论如下:在磁场约束下,电容耦合射频-直流组合放电能够在Ma=3.5流场中产生大体积均匀电流,电导率约0.015S/m;在焦耳热和洛伦兹力作用下,磁流体加速时静压升高了130Pa,减速时静压升高了200Pa;磁流体流动控制过程中,仅有不足10%的能量在磁流体通道内发生了作用;数值模拟结果显示,在试验条件下,加速时静压升高了128Pa,减速时静压升高了208Pa,与试验结果基本吻合。 展开更多
关键词 等离子体 磁流体流动控制 超声速 非平衡电离 电导率
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××型号1.2m风洞自由翻滚/强迫振动装置研究
8
作者 吴东升 田利安 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第3期67-71,共5页
为满足xx型号动导试验要求 ,在 1 .2m风洞内建立了一套自由翻滚 /强迫振动装置 ,采用小型电磁离合器、凸轮机构和步进电机的组合 ,满足了模型在风洞启动和关车时的锁紧、0°~ 360°自由翻滚、按预定规律强迫振动、试验装置阻... 为满足xx型号动导试验要求 ,在 1 .2m风洞内建立了一套自由翻滚 /强迫振动装置 ,采用小型电磁离合器、凸轮机构和步进电机的组合 ,满足了模型在风洞启动和关车时的锁紧、0°~ 360°自由翻滚、按预定规律强迫振动、试验装置阻塞度限制等多项要求 ,能在小风洞内完成国外在大尺寸风洞开展的同类试验 ,解决了型号研制的急需。 展开更多
关键词 自由翻滚振动装置 自由强迫振动装置 风洞 锁紧 动导数试验 自由翻滚振动 强迫振动 阻塞度
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Study on Internal Supersonic Flows with Pseudo-shock Wave Using Liquid Crystal Flow Visualization Method 被引量:2
9
作者 王东屏 兆文忠 +1 位作者 杉山弘 东条启 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2005年第2期102-107,共6页
The flow visualization technique using shear-sensitive liquid crystal is applied to the investigation of a Mach 2 internal supersonic flow with pseudo-shock wave (PSW) in a pressure-vacuum supersonic wind tunnel. It... The flow visualization technique using shear-sensitive liquid crystal is applied to the investigation of a Mach 2 internal supersonic flow with pseudo-shock wave (PSW) in a pressure-vacuum supersonic wind tunnel. It provides qualitative information mainly concerning the overall flow structure, such as the turbulent boundary layer separation, reattachment locations and the dimensionalities of the flow. Besides, it can also give understanding of the surface streamlines, vortices in separation region and the corner effect of duct flow. Two kinds of crystals with different viscosities are used in experiments to analyze the viscosity effect. Results are compared with schlieren picture, confirming the effectiveness of liquid crystal in flow-visualization. 展开更多
关键词 surface flow visualization turbulent boundary layer separation pseudo-shock-wave shock wave/turbulent boundary layer interaction shear-sensitive liquid crystal comer effect
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高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究 被引量:3
10
作者 曲方亮 安若铭 +1 位作者 韩晓涛 范洁川 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2002年第3期8-13,共6页
为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果... 为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果表明 ,有动力后XD,CL,CD增加 ,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型 。 展开更多
关键词 排气流模型 引射器 动力模拟 进气流 风洞试验 飞机
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基于IDDES框架的γ-Re_θ转捩模型 被引量:4
11
作者 易淼荣 赵慧勇 +2 位作者 乐嘉陵 肖保国 郑忠华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期46-60,共15页
针对高超声速流动的γ-Reθ转捩模型在模拟强制转捩时存在捕获边界层内扰动不足的缺点,将RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)框架改为IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)框架,既能像基于RANS框架的转捩模型一样模拟... 针对高超声速流动的γ-Reθ转捩模型在模拟强制转捩时存在捕获边界层内扰动不足的缺点,将RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)框架改为IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)框架,既能像基于RANS框架的转捩模型一样模拟复杂构型的自然转捩,又能发挥IDDES能够捕获更多脉动信息的优点,较为准确地模拟粗糙颗粒诱导强制转捩。通过对一系列简单构型的自然转捩及来流马赫数为6条件下平板上单个粗糙颗粒诱导强制转捩的模拟表明,模型既能体现γ-Reθ转捩模型的优点,在自然转捩模拟中具有较强的鲁棒性,能够反映雷诺数等因素对转捩位置的影响规律;也能体现IDDES方法的优点,能够捕捉粗糙颗粒诱导的扰动及涡结构,从而较为准确地刻画出强制转捩的整个流程。 展开更多
关键词 转捩模型 IDDES 高超声速 自然转捩 强制转捩
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布撒器气动特性分析 被引量:3
12
作者 胡汉东 刘长秀 +2 位作者 杨其德 周乃春 谭俊杰 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2002年第1期27-32,共6页
为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角... 为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半 ,布撒器纵向最大配平攻角约为 4°~ 6°之间 ;如果采用全部舵偏 ,布撒器在所有实验攻角下均可配平。 展开更多
关键词 布撒器 风洞实验 气动特性 配平攻角
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异型截面喷管优化设计及数值模拟
13
作者 杨岩 朱荣 +1 位作者 赵飞 姚柳洁 《工业加热》 CAS 2016年第4期53-56,共4页
提出了一种圆角矩形喷管的设计方法,并通过数值模拟软件对圆角矩形、椭圆、矩形以及轴对称喷管流场进行了对比分析。数值计算表明:在相同的入口条件和出口面积条件下,圆角矩形喷管和椭圆喷管均可获得较大的总温总压均匀区,马赫数略高于... 提出了一种圆角矩形喷管的设计方法,并通过数值模拟软件对圆角矩形、椭圆、矩形以及轴对称喷管流场进行了对比分析。数值计算表明:在相同的入口条件和出口面积条件下,圆角矩形喷管和椭圆喷管均可获得较大的总温总压均匀区,马赫数略高于矩形喷管,均能提高设备能量利用率,但圆角矩形喷管结合了轴对称喷管和矩形喷管的优势,可获得更好的试验均匀区,边角处温度和压力梯度较小。圆角矩形喷管较大的侧壁平面也为氧化烧蚀试验中平板材料的固定提供了一定的便捷性。 展开更多
关键词 平板材料 氧化 烧蚀 喷管 数值模拟
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航空矢量喷管测试平台用六分量盒式天平结构设计 被引量:9
14
作者 于常安 王罗 +2 位作者 何显中 邱荣凯 姚程炜 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期23-30,共8页
为了满足航空发动机推力矢量高精度测量的需求,研制了一种结构紧凑的能够实现推力矢量彻底分解的六分量盒式天平.该天平关键结构包括:三维传感器、固定框和浮动框.其中三维传感器的弹性体采用串、并联组合的结构型式.基于有限元分析,对... 为了满足航空发动机推力矢量高精度测量的需求,研制了一种结构紧凑的能够实现推力矢量彻底分解的六分量盒式天平.该天平关键结构包括:三维传感器、固定框和浮动框.其中三维传感器的弹性体采用串、并联组合的结构型式.基于有限元分析,对传感器弹性体的设计进行了模拟,结果显示传感器各测力元件对本分量载荷作用敏感程度均远高于其他分量,支撑元件也较好地阻隔了各测力元件之间的相互干扰,该结论也通过了传感器的校准验证.六分量盒式天平整体的刚度和模态分析结果:天平无需做弹性角修正;1阶固有频率为218.8Hz,高于设计指标180Hz.六分量盒式天平校准表明:天平各分量精确度优于3‰,准确度优于5‰. 展开更多
关键词 六分量盒式天平 航空发动机 推力矢量 有限元分析 三维传感器
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捕获轨迹系统并联机构地面标定方法 被引量:4
15
作者 谢峰 洪冠新 +2 位作者 张晨凯 魏忠武 马汉东 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期277-285,共9页
捕获轨迹系统(CTS)是一种先进的预测外挂物投放轨迹的试验系统,普遍采用六自由度(6-DoF)串联机构作为其运动机构,串联机构因惯性力大和关节累积误差大使其定位精准度不足。相比串联机构,并联机构具有惯性力小和关节误差不累积等优点。采... 捕获轨迹系统(CTS)是一种先进的预测外挂物投放轨迹的试验系统,普遍采用六自由度(6-DoF)串联机构作为其运动机构,串联机构因惯性力大和关节累积误差大使其定位精准度不足。相比串联机构,并联机构具有惯性力小和关节误差不累积等优点。采用6-PTRT并联机构作为CTS试验系统的六自由度运动机构,在空间受限的风洞环境中对CTS并联机构进行地面标定:提出动平台位姿的测量和计算方法,建立包含直线驱动平台安装夹角修正的标定模型,并基于非线性最小二乘法辨识结构参数。辨识后CTS并联机构的位移定位准度优于0.1mm,姿态定位准度优于0.05°,最后以CTS并联机构和常规攻角机构进行8#标模的对比风洞试验。风洞试验结果表明,CTS并联机构的风载定位准度满足测力试验精准度要求。 展开更多
关键词 捕获轨迹系统 六自由度并联机构 地面标定方法 定位准度 风洞试验
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高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究 被引量:2
16
作者 季军 宋孝宇 +2 位作者 邓祥东 郭大鹏 李鹏 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期71-77,共7页
详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何... 详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍,地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量,在经过进一步细节优化后,将形成成熟的试验能力,并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。 展开更多
关键词 喷流影响 -体形式 分离形式 波纹管系统 推力矢量
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高超声速飞行器后体推减阻高速风洞试验技术 被引量:1
17
作者 郭大鹏 季军 +2 位作者 李鹏 刘帅 宋孝宇 《航空科学技术》 2020年第11期74-82,共9页
针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动... 针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动力及推力测量、双金属波纹管实现双路喷流独立模拟且不传力等组成的双发飞行器后体推减阻试验系统,实现了飞行器后体推减阻特性的测量,也可实现双发喷管推力特性测量。系统调试和风洞试验结果表明,试验系统运行稳定、可靠、质量流量测量精度优于0.3%;后体推减阻特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验系统可用于来流马赫数0.3~4.0、迎角0°、喷流总质量流量0~2.0kg/s的双发高超声速飞行器后体推减阻试验和带外流的推力特性试验;提出的试验技术可进一步发展为全机推减阻试验技术。 展开更多
关键词 组合喷管 推减阻 后体 推力 流量 波纹管天平
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探空火箭减阻杆气动特性分析
18
作者 常耀予 刘帆 张家齐 《航空科学技术》 2020年第11期83-88,共6页
为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量3... 为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量35%,减阻效果随迎角增大而降低,到12°迎角时减阻量为12%。压跨声速及高超声速全箭升阻比增量随马赫数增大均增加,高超声速阶段升阻比增大18%。同时采用工程方法结合数值预示结果,评估减阻杆带来的气动热影响,结果显示,气动支杆的存在使得端头的平均热流密度下降了51%,并与飞行试验结果进行对比分析。计算得到热流结果与飞行实测热流结果相当,热环境预示比较准确,对于高超声速阶段的飞行器被动热防护技术研究具有良好的指导价值。 展开更多
关键词 减阻杆 气动热 气动力 高超声速 探空火箭
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微型飞行器三分量天平设计与应用
19
作者 解亚军 叶正寅 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2008年第5期177-178,187,共3页
文中在已经设计的单分量、二分量和三分量微型飞行器天平的基础上,运用正交优化算法,又改进设计了一台三分量应变天平。通过该天平在微型飞行器固定翼静态模型和扑翼动态模型的风洞吹风实验,表明该天平具有较高的精度和灵敏度,实验曲线... 文中在已经设计的单分量、二分量和三分量微型飞行器天平的基础上,运用正交优化算法,又改进设计了一台三分量应变天平。通过该天平在微型飞行器固定翼静态模型和扑翼动态模型的风洞吹风实验,表明该天平具有较高的精度和灵敏度,实验曲线连续光滑,可以较为精确测量微型飞行器的静动态气动性能。 展开更多
关键词 三分量应变天平 正交优化设计 微型飞行器模型实验
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矢量喷管推力特性的风洞试验技术 被引量:6
20
作者 汤伟 刘李涛 +1 位作者 陈洪 章荣平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期858-864,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 矢量喷管 推力特性 低速风洞 喷流模拟 试验技术
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