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为解决自由振动式动导数试验技术在大尺度高超声速风洞中,高气动载荷环境与低频率模拟要求之间的突出矛盾,进一步提高高超声速飞行器较低气动阻尼的测量精度,发展了基于组合式动导数天平的Ф 1 m量级高超声速风洞自由振动试验技术.设计组合式动导数天平,轴承组件承载模型轴向和法向气动力,弹性应变梁提供系统恢复力矩,并可根据减缩频率的要求调整系统自由振动频率,有效提高了天平承载能力,拓展了试验频率模拟范围.在中国空气动力研究与发展中心Ф 1 m高超声速风洞,利用本系统进行了10°半锥角不同钝度圆锥标模俯仰动导数校测试验,所测俯仰动导数与文献结果最大相对误差在6%以内,验证了试验系统和测试结果具有较好的稳定性与重复性. 相似文献
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沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一.利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性,重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律,对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨.结果表明,涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布,进而减小附面层厚度,降低附面层影响;涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度,安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响.基于计算结果初步设计了可用于2.4 m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器,在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66%左右,对核心流Mach数影响小于0.003,为涡流发生器的实际应用提供了依据. 相似文献
123.
本文介绍了中国科学院工程热物理研究所(IET)短周期涡轮实验台的结构、特点和试验过程,参照高空台对航空发动机模拟高空试验的要求,对短周期涡轮试验台和长周期高空台发动机模拟试验进行了比较,探讨了利用短周期实验台进行模拟高空涡轮性能试验的可行性.通过一个低压模型涡轮的试验,验证了本实验台在进行涡轮模拟高空性能试验方面的功能和可信性,从而拓展了本实验台的使用领域.试验获得的模型涡轮的设计点性能以及变工况特性,为研究低雷诺数条件下涡轮内部流动机理和设计提供了丰富的实验数据. 相似文献
124.
在超音速风洞中进行了等离子体气动激励改变激波系结构的实验,考察了介质阻挡放电和横向直流放电对于激波系结构的影响。实验结果表明介质阻挡放电所产生的等离子体能够影响流场附面层。采用逆气流DBD放电后,激波强度略有增大;采用顺气流放电后,激波强度略有减弱。相对于介质阻挡放电,横向直流放电对减弱激波强度影响稍大。 相似文献
125.
阐述脉冲热线测量原理、探针结构与数据处理方法;在实验雷诺数Rec=6.67×10^5时,用脉冲热线技术定量测量了 由楔形体模型产生的含回流的高湍流流动,得到了壁面切应力、流向时均速度、回流因子、脉动速度、偏斜因子和平坦因子等重要参数,提示了分离泡流动结构与特征。 相似文献
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