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题名发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术
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作者
刘中臣
钱战森
李雪飞
冷岩
郭大鹏
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机构
中国航空工业空气动力研究院
中国航空工业空气动力研究院高超声速气动力/热技术重点实验室
中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第2期136-149,共14页
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基金
国家自然科学基金(11672280)。
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文摘
超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题,发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置,评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响,重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞,开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究,试验来流马赫数2.0、落压比(NPR)范围1~20.39。研究结果表明,通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化,消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响,确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响;喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响,在来流马赫数一定的条件下,提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀,喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动,抑制了喷管船尾膨胀波的发展。
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关键词
声爆
喷管羽流
落压比
支撑干扰
风洞试验
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Keywords
sonic boom
nozzle plume
nozzle pressure ratio
strut interference
wind tunnel test
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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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题名低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究
被引量：3
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作者
郑新军
焦仁山
苏文华
马洪雷
张连河
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机构
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第6期870-874,共5页
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文摘
针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题,采用风洞试验研究的方法,开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验,对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三维外形、支杆直径选取原则等进行了研究。获得了对雷诺数不敏感、支架干扰量小且稳定的腹撑支杆,并通过与其他风洞试验对比,进一步验证了FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度。
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关键词
雷诺数
单支杆腹撑
支架干扰
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Keywords
Reynolds number
mono-strut ventral support
support interference
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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]
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题名翼型叶片腹支－尾支组合支撑的干扰特性
被引量：3
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作者
唐良锐
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1994年第4期40-47,共8页
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文摘
选择合适的支撑型式并扣除干扰是大飞机试验技术的关键问题。本文从理论与试验两方面分析翼型叶片腹支、尾支撑的干扰特性以及它们组合后产生的二次干扰问题。全面分析了支撑几何参数、纵向位置对干扰的影响，提供了工程实用支撑系统总体方案。
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关键词
飞机
大展弦比飞机
风洞试验技术
翼型叶片腹支
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Keywords
wind tunnel test technique airplane with large aspect ratio boattail airfoil strut sting support interference correction
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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]
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题名高速风洞腹部支架干扰工程计算方法
被引量：2
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作者
范召林
崔乃明
尹陆平
恽起麟
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1994年第2期71-77,共7页
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文摘
一种计算高速风洞腹部支架对模型纵横向气动力干扰量的工程方法，可以非常方便地分析腹支的位置、厚度、后掠角等几何参数对干扰量的影响。与支架干扰实验结果的比较表叨，本方法可以用作为选择腹支位置及几何外形参数的理论工具。
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关键词
支架干扰
高速风洞
大展弦比飞机
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Keywords
strut interference high speed wind tunnel test high aspect ratio aeroplane test data correction engineering computation
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分类号
V211.74
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计
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作者
廖振荣
郭兆电
何大全
耿延升
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机构
航空工业第一飞机设计研究院
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出处
《气体物理》
2019年第3期42-53,共12页
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文摘
相对常规悬臂梁布局飞机,支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角,从而可以减小诱导阻力、波阻,并增加层流范围,是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计,在巡航Mach数为0.7,设计升力系数为0.6的条件下,支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%,而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%,设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究,研究结果表明:支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大.
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关键词
支撑机翼
高亚声速
N-S方程
气动外型设计
气动干扰
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Keywords
strut braced wing
high subsonic
N-S equations
aerodynamic design
aerodynamic interference
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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