激波管氢氧爆轰驱动技术的发展进程

回顾了爆轰驱动的出现与认识过程及对其性能的观察结果. 采用卸爆管消除爆轰波反射高压和利用变截面缓解Taylor波有害影响, 使得反向和前向爆轰驱动模式能用来产生高焓高压试验气源. 双爆轰驱动段彻底消除了爆轰波后的Taylor稀疏波, 不仅提高了前向爆轰的驱动品质, 而且为进一步提高驱动能力开辟了新途径.      

应用热成象技术测量高温气流温度场

１前言高温风洞的温度高达１７００℃,流速达０．９马赫数。为了测量风洞中气流温度分布的均匀性,通常采用铂铑３０－铂铑１０热电偶温度传感器,但是它只能采用逐点移测法,因此它不可能在同一时刻将一条检测线上气流温度测量出来。同时在高温气流测量时,热电偶接点由...     

疏导式热防护在翼前缘中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304 K,尾部最低温度升高了130 K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。     

高导C/C材料在疏导式热防护中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时气动加热严重的问题,为了保证高升阻比外形,提出疏导式热防护结构,建立了一套内置高导C/C材料的疏导式热防护结构原理模型,通过数值模拟和电弧风洞的方法对疏导式热防护结构进行了分析,得到内置高导C/C材料的防热效果．数值模拟结果表明来流马赫数为8时,模型驻点温度下降了500度,柱面最低升高了380度,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了端头的热载荷,强化了端头的热防护能力．通过电弧风洞试验可以获得相似的结果,内置普通C/C材料表层抗氧化层出现严重烧蚀,而内置高导C/C材料基本不变,验证了数值模拟方法的准确性以及内置高导C/C材料疏导式热防护结构的有效性．     

高超声速喷管设计理论与方法

在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.针对二维轴对称型面喷管设计,本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法,它们在高超声速...     

循环神经网络在智能天平研究中的应用

激波风洞地面试验对高超声速飞行器高焓气动特性研究至关重要, 而高精度气动力测量是其中的关键技术. 在脉冲型激波风洞中进行测力试验时, 风洞起动时流场瞬间建立, 对测力系统会产生较大的冲击. 测力系统在瞬时冲击作用下受到激励, 系统的惯性振动信号在短时间内无法快速衰减, 天平的输出信号中会包含惯性振动干扰量, 导致脉冲型风洞测力试验精准度的进一步提高遇到瓶颈. 为了解决短试验时间内激波风洞快速准确测力问题, 发展高精度的动态校准技术是提升受惯性干扰天平性能的关键方法. 因此, 本文采用循环神经网络对天平动态校准数据进行训练和智能处理, 旨在消除输出动态信号中的振动干扰信号. 本文对该方法进行了误差分析, 验证了该方法的可靠性, 并将该方法应用于激波风洞测力试验中, 切实有效降低了惯性振动对天平输出信号的干扰影响. 根据智能模型的样本验证分析, 各分量载荷相对误差比较小, 其中高频轴向力分量处理结果的相对误差约1%. 在风洞试验数据验证中, 也得到了比较理想的结果, 同时与卷积神经网络模型处理的结果进行了对比分析.      

利用多个导流装置降低大后壁车辆气动阻力的实验研究

安装在车辆尾部1边和2边上的导流装置在降低大后壁车辆气动阻力中的作用和机理已在前面的实验中得出,为了搞清安装在车辆尾部3边和4边上的导流装置在降低大后壁车辆气动阻力中的作用和机理,本文利用1/16缩比的公共汽车模型及两种类型的导流装置,在一带有可移动地面和边界层吸收装置的开放型风洞中,进行了在车辆后端面的上、下、侧边的3边和4边分别安装导流装置时车辆后部尾流区的压强恢复及气动阻力降低的实验。对每一组合的导流装置,其与车辆表面的间隙尺寸是从0mm增加到5mm,间隔为1mm。通过对不同组合、不同间隙的导流装置的压强恢复效果和阻力降低效果的实验对比和分析,最终找出了能使车辆的气动阻力降低16%左右的最佳位置组合,为新型车辆的设计和改造提供了有利依据。     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究

研究了双燃式一体化通道(包含进气道、双燃式燃烧室和尾喷管)的冷态内流场特性.首次在激波风洞中对内流场进行纹影照相,用TVD格式求解三维全N-S方程对喷管和一体化通道进行分区数值模拟,并考察了几何参数对内流场的影响.结果表明对典型工况(h     

我国大跨度缆索承重桥梁的空气动力性能研究

本文介绍了我国大跨度桥梁空气动力性能方面的研究情况。以同济大学土木工程防灾国家重点实验室所从事的桥梁空气动力性能的理论和试验研究工作中的几个主要方面为重点,介绍最新进展,其中包括非线性颤振的频域分析,颤振分析的全模态技术,基于计算流体动力学的数值风洞等研究课题。