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8 m×6 m低速风洞动导数试验系统研制
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作者 谭浩 陈昊 +2 位作者 王建锋 牟伟强 卜忱 《机床与液压》 北大核心 2025年第11期214-219,共6页
为满足我国大展弦比飞行器研制任务对高精准度风洞试验数据的迫切需求,基于8 m×6 m大型低速回流风洞研制出一套具备5种振荡模态的大尺寸模型动导数试验系统。系统采用电液伺服驱动控制技术路线,采用双叶片结构的液压马达和双出杆... 为满足我国大展弦比飞行器研制任务对高精准度风洞试验数据的迫切需求,基于8 m×6 m大型低速回流风洞研制出一套具备5种振荡模态的大尺寸模型动导数试验系统。系统采用电液伺服驱动控制技术路线,采用双叶片结构的液压马达和双出杆结构的液压缸直接驱动试验机构实现模型的5种模态运动功能,且系统具有机械结构紧凑、传动间隙小和位置控制精度高等特点。采用复合前馈+改进型PID控制算法,既保证系统具有良好的稳态控制精度,又能通过前馈环节改善系统的动态性能,达到理想的静动态控制效果。利用3 m量级翼展的试验模型对此系统开展动导数验证试验,结果表明:系统获得的动导数试验数据规律准确,试验数据重复性精度提升至4%以内,可为我国大展弦比飞行器的研制提供高精准度的风洞动导数试验数据。 展开更多
关键词 大型低速风洞 动导数试验 液压伺服驱动 复合控制
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FL-51风洞三自由度大幅振荡试验系统研制
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作者 牟伟强 卜忱 +2 位作者 沈彦杰 谭浩 陈昊 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期94-101,共8页
针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动... 针对先进布局战斗机大迎角过失速机动多自由度强耦合的特点,中国航空工业空气动力研究院基于FL-51低速开口风洞研制了一套三自由度大幅振荡试验系统。该系统主要由三自由度振荡装置、液压动力单元与驱动控制单元组成,使用伺服液压摆动马达和高精度微型伺服电机作为运动的驱动元件,可实现风速20~60 m/s范围内1 m量级模型的单自由度、双自由度和三自由度大幅振荡试验。利用小展弦比飞翼标模在国内首次实现了模型三自由度(滚转、偏航和俯仰)耦合大幅运动试验,结果表明:该试验系统获得的试验数据规律合理,性能指标满足飞机研制过程中多自由度耦合运动试验的需求,系统具有良好的结构稳定性,可牢固地支撑模型。 展开更多
关键词 低速开口风洞 三自由度 强迫运动 大幅振荡试验
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表面剪应力敏感膜传感技术及其低速风洞验证实验
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作者 冯文跃 陈爽 +3 位作者 严来军 李斌成 周大唐 陈晓栋 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期19-27,共9页
本文介绍了表面剪应力敏感膜传感技术的基本原理和主要优势,结合典型案例阐述了表面剪应力敏感膜在水洞、低速风洞和高速风洞中的应用。对该技术的测量方式和数据处理方法进行了优化,在中国空气动力研究与发展中心0.8 m×0.6 m低速... 本文介绍了表面剪应力敏感膜传感技术的基本原理和主要优势,结合典型案例阐述了表面剪应力敏感膜在水洞、低速风洞和高速风洞中的应用。对该技术的测量方式和数据处理方法进行了优化,在中国空气动力研究与发展中心0.8 m×0.6 m低速风洞中,将自制表面剪应力敏感膜应用于高速列车缩比模型风洞验证实验,得到了不同速度条件下的平面剪应力分布云图,对云图特征和数据重复性偏差进行了分析。研究结果表明:自制简化表面剪应力敏感膜(剪切模量为1224.82 Pa)可精确测量局部平面的表面剪应力分布,在3~13 Pa范围内的重复性优于0.4%,验证了优化后的表面剪应力敏感膜传感技术在一定范围内具有优异的稳定性和重复性。 展开更多
关键词 表面剪应力敏感膜 表面剪应力分布 低速风洞 重复性
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薄壁截锥壳静气动弹性响应分岔研究
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作者 石乔木 石先杰 +1 位作者 李鹏 张德春 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期51-59,I0001,共10页
为探究薄壳结构的气动弹性失稳问题,设计和完成了低速轴向气流中薄壁截锥壳结构的静气动弹性响应风洞实验。实验中观测到截锥壳出现了显著的非线性响应行为:随着风速的连续变化,结构呈现典型的5瓣式小幅变形向4瓣式大幅变形的突跳现象... 为探究薄壳结构的气动弹性失稳问题,设计和完成了低速轴向气流中薄壁截锥壳结构的静气动弹性响应风洞实验。实验中观测到截锥壳出现了显著的非线性响应行为:随着风速的连续变化,结构呈现典型的5瓣式小幅变形向4瓣式大幅变形的突跳现象。为揭示系统出现这种非线性响应的分岔机理,基于非线性壳体变形理论,提出了截锥壳稳态气动力的简化计算模型,计算和重现了系统响应分岔过程,准确捕捉到了分岔的临界风速。结果表明,考虑结构非线性时,系统响应分岔的临界风速(非线性失稳风速)低于线性系统的失稳临界风速;系统在升、降速阶段会呈现不同的响应路径,具有复杂的全局分岔行为,这本质上是轴向稳态气流“冲击”壳体所诱发的结构非线性屈曲问题。本文研究为薄壁结构的气动弹性设计提供了重要的理论依据。 展开更多
关键词 低速轴向气流 薄壁截锥壳 响应分岔 非线性屈曲 风洞实验
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大型低速风洞全模阵风试验支撑装置研制与验证 被引量:1
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作者 于金革 由亮 +3 位作者 张颖 赵冬强 李俊杰 杨希明 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第8期1462-1468,共7页
为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车... 为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车”,小滑车可在钢梁上自由滑动,避免了采用滑轨形式导致模型运动过程中出现卡滞现象;采用整流翼型与风洞上下壁板连接,减小了对风洞的破坏,降低了对风洞流场的影响;装置升沉运动高度为3 m,俯仰角范围可达±34°;升沉摩擦因数小,机构变形量小,具备模型防护功能。应用该装置成功开展了民机阵风载荷减缓试验,证明了装置设计合理,可以应用于低速全模阵风试验。 展开更多
关键词 FL-10风洞 全机模型 阵风试验 双自由度 模型支撑
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高速列车弓网受流系统放电实验平台设计 被引量:1
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作者 曾晗 符思雨 +3 位作者 朱彦锦 韦宝泉 李泽文 邓芳明 《实验技术与管理》 CAS 北大核心 2024年第1期171-177,共7页
为掌握外环境下高速列车的运行特点,开展弓网电弧变化特性研究,该文设计并研制了高速列车弓网受流系统放电实验平台,其风洞系统由风洞结构、风扇转子系统、风洞控制系统、弓网电弧发生系统、观测系统组成。测试结果表明:低速直流风洞风... 为掌握外环境下高速列车的运行特点,开展弓网电弧变化特性研究,该文设计并研制了高速列车弓网受流系统放电实验平台,其风洞系统由风洞结构、风扇转子系统、风洞控制系统、弓网电弧发生系统、观测系统组成。测试结果表明:低速直流风洞风速可达50 m/s,湍流度低于1%,速度不均匀性小于1%,流场稳定性不超过1%,气流偏角不超过0.5°,满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》(GJB 1179A—2012)中所规定的参数指标。该系统为探究强气流场环境下弓网电弧物理特性的变化规律提供了良好的实验环境,可为高速运行环境下列车弓网电弧研究提供参考数据。 展开更多
关键词 低速直流风洞 风洞系统 强气流场环境 弓网电弧
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大型低速风洞结构健康监测系统 被引量:1
7
作者 王强 黎壮声 +1 位作者 李树成 杜立强 《兵工自动化》 北大核心 2024年第12期18-22,41,共6页
为提高风洞调试和运行时的结构安全性,设计研制一种大型低速风洞结构健康监测系统。针对风洞监测对象位置散、可移动的特点,对结构健康监测(structural health monitoring,SHM)需求进行精准分析。在分析基础上,系统采用基于光纤环网和... 为提高风洞调试和运行时的结构安全性,设计研制一种大型低速风洞结构健康监测系统。针对风洞监测对象位置散、可移动的特点,对结构健康监测(structural health monitoring,SHM)需求进行精准分析。在分析基础上,系统采用基于光纤环网和星形连接的混合网络架构,实现对分散结构状态数据的分布式采集、边缘计算和高效传输。运行系统表明:该系统在消声室流致振动监测评估、防护网拦截异物监测诊断等方面发挥了显著作用,有力保障了大型低速风洞运行安全。 展开更多
关键词 大型低速风洞 结构健康监测 消声室 防护网
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大型低速风洞尾撑机构研制
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作者 张德久 徐剑英 +2 位作者 谢明伟 蔡清青 李进学 《兵工自动化》 北大核心 2024年第2期35-39,共5页
尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规... 尾撑机构是为大型低速风洞研制配套的多用途支撑设备,其主要用途包括:支撑战斗机模型完成大迎角状态测力、测压试验任务,迎角连续变化范围-15°~90°,侧滑角连续变化范围±35°;支撑大尺度模型(最大翼展达6 m)完成常规测力、测压、地效试验等任务,满足迎角连续变化范围-10°~75°;支撑特殊模型进行特种试验,包括细长体模型、螺旋桨模型、动力模拟试验模型等。标模试验验证结果表明:该机构刚性强,模型支撑牢固,运行灵活,模型姿态变化定位精确,可满足常规和大量特种模型支撑和姿态变化需要。 展开更多
关键词 尾撑机构 低速风洞 试验设备
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4.5 m×3.5 m低速风洞动导数试验技术研究
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作者 陈昊 卜忱 +4 位作者 谭浩 牟伟强 王延灵 沈彦杰 冯帅 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期81-89,共9页
动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统... 动导数是飞行器操稳特性分析、控制律设计过程中的关键参数。为满足大型飞行器研制对高精度动导数数据的获取需求,中国航空工业空气动力研究院基于4.5 m×3.5 m低速风洞开发了具备5种振荡试验能力的低速动导数试验系统。该试验系统利用伺服液压摆动马达和伺服液压缸作为运动的驱动元件,经过伺服阀的控制直接产生任意波形的强迫运动,具有运动传递间隙小、运动控制精度高、系统自动化程度高等特点。可实现2.5 m量级模型的动导数试验,风速范围30~60 m/s,迎角范围-36°~36°,侧滑角范围-40°~40°。利用动态标模及某翼身融合布局模型进行了动导数验证试验,结果表明该系统获得的动导数数据规律合理,数据精度在3%以内,可为大型飞行器研制提供高质量的动导数试验数据。 展开更多
关键词 低速风洞 动导数试验 角振荡 平移振荡 伺服液压驱动
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4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
10
作者 刘赟 黄心跃 +1 位作者 张苗苗 陈陆军 《兵工自动化》 北大核心 2024年第7期79-81,96,共4页
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞... 针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。 展开更多
关键词 4 m×3 m低速风洞 大迎角试验 上位机控制软件
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喷雾参数间互作效应对农药雾滴飘移的影响 被引量:13
11
作者 周瑞琼 张慧春 +2 位作者 周宏平 郑加强 胡汉春 《排灌机械工程学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第7期612-617,638,共7页
为了了解喷雾参数间互作效应对农药雾滴飘移的影响,建立了风速调节是0~6m/s的低速风洞,采用碳纤维棒收集垂直方向和水平方向上含荧光素钠的雾滴,由荧光分光光度计测定了收集杆上的荧光素钠的含量,利用SPSS软件进行分析.结果发现:雾滴飘... 为了了解喷雾参数间互作效应对农药雾滴飘移的影响,建立了风速调节是0~6m/s的低速风洞,采用碳纤维棒收集垂直方向和水平方向上含荧光素钠的雾滴,由荧光分光光度计测定了收集杆上的荧光素钠的含量,利用SPSS软件进行分析.结果发现:雾滴飘移沉积与喷头类型、压力、喷雾介质、风速密切相关,影响雾滴飘移沉积的喷头结构参数和操作技术参数因素次序依次为风速、喷头类型、喷雾介质、压力.喷雾参数之间存在互作效应,喷雾介质与喷头类型、风速与喷头类型、风速与喷雾介质、喷雾介质与喷头类型与风速之间的互作效应较显著,其余喷雾参数之间的互作效应不显著.随着垂直高度和水平距离的增加,雾滴的沉积减少,随着喷雾压力和风速的增大,雾滴飘失严重,为了减少飘移,在实际田间喷雾作业时,要注重风速的选择.防飘移助剂Greenwet720有效地控制了雾滴的飘移沉积,表面活性剂Greenwet X-100增大了雾滴的飘移沉积.研究喷雾参数对雾滴飘移的互作效应的机理能减少雾滴飘移,提高施药的作业效率、增强病虫害防治效果、减少环境污染,对农业生产具有重要的理论和现实意义. 展开更多
关键词 喷施农药 互作效应 低速风洞 雾滴飘移 喷雾介质
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低速风洞内部流场数值模拟 被引量:18
12
作者 代燚 陈作钢 +1 位作者 马宁 任泽斌 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期203-208,213,共7页
以上海交通大学在建的多功能低速风洞为研究对象,针对其设计上的独特性,采用CFD方法首次实现对风洞内部流场的整体数值模拟,风扇段流场利用MRF模型处理,数值模拟中计及了阻尼网的整流效果。同经验设计法的气动设计结果进行对比发现,数... 以上海交通大学在建的多功能低速风洞为研究对象,针对其设计上的独特性,采用CFD方法首次实现对风洞内部流场的整体数值模拟,风扇段流场利用MRF模型处理,数值模拟中计及了阻尼网的整流效果。同经验设计法的气动设计结果进行对比发现,数值模拟得到的流量与设计流量差距很小,压力损失在一定程度上较为吻合。数值模拟揭示了风洞内部存在的流动分离现象,为提高风洞的气动性能提供了改进方向。对风洞同轴度下降引起的流场品质变化进行了分析,结果表明微小同轴度偏差对流场品质的影响不大。 展开更多
关键词 低速风洞的气动设计 CFD 阻尼网 流动分离 数值风洞
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FL-13风洞突风发生装置研究 被引量:12
13
作者 金华 王辉 +2 位作者 张海酉 陈鹏 杨远志 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期40-46,共7页
为在FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,... 为在FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40m/s的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9m/s。突风流场的成功模拟,标志着FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。 展开更多
关键词 低速风洞 突风响应 突风装置 风洞试验 试验技术
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8米×6米风洞TPS反推力试验技术 被引量:9
14
作者 黄勇 胡卜元 +2 位作者 张卫国 王勋年 章荣平 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期346-353,共8页
TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段。开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界。为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与... TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段。开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界。为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与发展中心在8米×6米风洞发展了全模TPS反推力试验技术。自主研制了TPS反推力试验专用的高精度六分量杆式应变天平、大流量空气桥和流量控制单元、TPS监视报警系统、数据采集系统、综合显示系统等TPS反推力试验系统,制定了试验模拟准则、试验流程和试验方法,建立了完善的全模TPS反推力试验技术。利用TPS反推力试验技术,开展了国内首期全模TPS反推力风洞试验,研究了某型飞机反推力发动机的再吸入特性,获得了反推力发动机的再吸入速度边界。 展开更多
关键词 大飞机 反推力 涡扇动力模拟器 试验技术 低速风洞
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低速风洞尾撑支杆干扰研究 被引量:13
15
作者 章荣平 王勋年 +1 位作者 李真旭 任智勇 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期33-38,共6页
对气动中心FL-12风洞尾撑尾支杆干扰进行试验研究和数值计算研究。风洞试验采用张线支撑模型,测量了模型有无20°、75°预弯支杆的气动载荷,获得了全机气动特性和支架干扰量。计算状态包括:无支杆状态下全机气动载荷,20°7... 对气动中心FL-12风洞尾撑尾支杆干扰进行试验研究和数值计算研究。风洞试验采用张线支撑模型,测量了模型有无20°、75°预弯支杆的气动载荷,获得了全机气动特性和支架干扰量。计算状态包括:无支杆状态下全机气动载荷,20°7、5°预弯支杆的干扰量,直尾杆的干扰量,直背支杆的干扰量,通过背支撑方式获得的尾支杆的干扰量。主要研究了预弯支杆的干扰特性、不同支杆的干扰量比较及尾撑支架干扰试验修正方法。 展开更多
关键词 尾撑 支架干扰 数值模拟 低速风洞试验 张线支撑 背撑
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可移动微型低速风洞的设计与试验 被引量:10
16
作者 刘海洋 孔丽丽 +3 位作者 陈智 宣传忠 宋涛 司志民 《农机化研究》 北大核心 2016年第9期244-249,共6页
针对大型风洞造价昂贵,开机成本高且实验段风速稳定性较差,对低成本热敏风速传感器、集沙仪、皮托管等设备的测量、检验及标定等工作带来不便等问题,结合风洞设计原理,采用小体积多叶风机及高性能变频调速器,设计了一种能够快速准确地... 针对大型风洞造价昂贵,开机成本高且实验段风速稳定性较差,对低成本热敏风速传感器、集沙仪、皮托管等设备的测量、检验及标定等工作带来不便等问题,结合风洞设计原理,采用小体积多叶风机及高性能变频调速器,设计了一种能够快速准确地提供稳定风源的低成本可移动微型低速风洞,并通过增加大角度扩散段的方法提高收缩比。该风洞为圆形闭口低速风洞,总体尺寸长2.63m,入口直径60mm,实验段直径0.12m、长0.3m,稳定段直径为0.3 6 m、长0.3 6 m;采用铝箔厚0.0 6 mm的六边形蜂窝器和3层阻尼网对气流进行整流,获得相对稳定均匀的流场。实验表明:该风洞入口风速为0~38.6m/s,实验段风速0~17.6m/s,风速精度达0.2m/s;实验段内部气流均匀性和稳定性较好,中心截面处边界层厚2.26mm,沿气流方向静压梯度小,流场稳定部分占其截面积的70%以上,满足实验设计要求。 展开更多
关键词 微型低速 风洞 收缩比 边界层 稳定流场
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低速风洞推力矢量试验背撑干扰特性试验研究 被引量:8
17
作者 高静 李聪 +1 位作者 杨勇 曲芳亮 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第3期10-13,20,共5页
背撑供气支撑形式是目前FL-8低速风洞进行大迎角推力矢量试验所采用的主要支撑形式之一,背撑系统对试验模型的气动干扰量的修正虽然不影响矢量喷流对飞机气动特性的影响量,但直接影响试验测量准度。试验研究采用两步法,在FL-8风洞中测... 背撑供气支撑形式是目前FL-8低速风洞进行大迎角推力矢量试验所采用的主要支撑形式之一,背撑系统对试验模型的气动干扰量的修正虽然不影响矢量喷流对飞机气动特性的影响量,但直接影响试验测量准度。试验研究采用两步法,在FL-8风洞中测定了背撑系统对两种军机模型气动力测量的影响,探讨了几种不同形式的假背支杆及背撑支架(弯刀和拖箱)对飞机气动力的干扰特性。 展开更多
关键词 背撑 推力矢量 低速风洞 支架干扰
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低速大迎角尾撑支架干扰试验研究 被引量:9
18
作者 王勋年 祝明红 孙传宝 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期8-12,共5页
飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或... 飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议。 展开更多
关键词 尾撑 支架干扰 大迎角 试验研究 低速风洞
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进气道低速特性试验技术研究 被引量:7
19
作者 高静 郝卫东 +2 位作者 闫永昌 秦凤波 李斐 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第1期38-42,共5页
为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL 8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根... 为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL 8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根三种进气形式的进气道模型风洞试验对新研制的进气道试验设备和相关试验技术进行了验证。试验结果表明:在零速度和大迎角、大侧滑(α=60°,β=20°)低速来流下,利用多喷嘴引射器引射可以很好地实现各种进气道模型内流场的模拟,保证进气道工作线与发动机工作线相交。 展开更多
关键词 进气道 低速风洞 引射器 战斗机 试验设备
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8m×6m风洞铰链力矩试验技术 被引量:8
20
作者 张晖 肖京平 +1 位作者 杨远志 金华 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第2期20-24,共5页
介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发... 介绍了8m×6m风洞近年来研究完善的全尺寸部件铰链力矩试验技术、大尺度模型舵面铰链力矩试验技术及全尺寸鱼雷舵面铰链力矩试验技术的优势和特点,给出了部分典型试验结果。8m×6m风洞进行的铰链力矩特性试验研究技术的不断发展和完善,为飞机及鱼雷操纵系统的改进设计提供了可靠的基础,为各类飞行器、航海器舵面铰链力矩测量与研究做出了积极贡献。 展开更多
关键词 铰链力矩测量 风洞试验 流场模拟 数据修正
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