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管道效应对进气道试验湍流度测量的影响研究被引量：2: 1; 作者徐彬彬巫朝君王学《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期52-58,共7页; 进气道风洞试验中,湍流度由动态压力计算得到,动态压力的测量是否精确与动态压力传感器前方导压通道的管道效应相关。基于管道内流体动力学耗散模型,研究了导压通道对动态压力和湍流度的影响,并通过进气道风洞试验进行了验证。研究结果... 展开更多; 关键词耗散模型湍流度进气道试验管道效应动态压力; 在线阅读下载PDF 职称材料

低速风洞进气道连续扫描试验方法研究: 2; 作者徐彬彬刘庭申 +3 位作者巫朝君孙福振王学陈袁《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2024年第6期83-92,共10页; 在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试... 展开更多; 关键词进气道试验风洞试验连续扫描试验方法 FL–13风洞; 在线阅读下载PDF 职称材料

双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术被引量：6: 3; 作者欧平陈强 +4 位作者田晓虎吴军飞马汉东秦永明张江《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期392-397,共6页; 针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术。系统采... 展开更多; 关键词进气道性能评估双发进气道试验系统流量高精度测量中压环形引射; 在线阅读下载PDF 职称材料

飞机进气道/发动机台架联合试验及匹配特性研究被引量：4: 4; 作者高为民任智博 +1 位作者王勤王晓良《航空发动机》 2017年第4期74-78,共5页; 为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子... 展开更多; 关键词进发匹配进气道试验流动畸变发动机台架; 在线阅读下载PDF 职称材料

高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验被引量：32: 5; 作者金志光张堃元《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期319-323,共5页; 为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮... 展开更多; 关键词超燃冲压发动机高超声速进气道侧压式进气道进气道试验; 在线阅读下载PDF 职称材料

某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响被引量：4: 6; 作者张发启江勇 +1 位作者桑增产孔卫东《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期137-138,146,共3页; 对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验 ,测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果 ,分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响 ,并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正... 展开更多; 关键词进气道-发动机匹配进气道畸变进气道试验台架试验飞机; 在线阅读下载PDF 职称材料

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究被引量：8: 7; 作者杨进军张堃元 +1 位作者徐辉徐惊雷《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第6期473-475,499,共4页; 设计了侧压角为 6° ,后掠角 4 5° ,斜楔板压缩角分别为 4°和 8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道 ,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响。实验结果表明 ,在... 展开更多; 关键词高超声速进气道三维侧压式进气道进气道试验进气道流量系数进气道总压恢复系数斜楔板压缩角双模态冲压发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究被引量：2: 8; 作者张元马燕荣徐辉《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期40-44,共5页; 通过理论分析和风洞实验，对工作在前体附面层内的侧压式进气道，研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法，分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中，波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现，采用... 展开更多; 关键词非均匀流进气道试验高超声速侧压式; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名管道效应对进气道试验湍流度测量的影响研究被引量：2: 1; 作者徐彬彬巫朝君王学; 机构中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所; 出处《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第6期52-58,共7页; 基金中国空气动力研究与发展中心风雷青年创新基金(PJD20190236)。; 文摘进气道风洞试验中,湍流度由动态压力计算得到,动态压力的测量是否精确与动态压力传感器前方导压通道的管道效应相关。基于管道内流体动力学耗散模型,研究了导压通道对动态压力和湍流度的影响,并通过进气道风洞试验进行了验证。研究结果表明:进气道风洞试验中导压通道的管道效应对湍流度的影响较明显,管道效应会放大动态压力的脉动幅值,导致测量湍流度大于真实湍流度。为了减小管道效应对湍流度的影响,进气道试验中应避免使用导压的方式进行动态压力的测量。如果不可避免地存在导压通道时,在导压通道长度大于5 mm时,须考虑管道效应对湍流度测量的影响,并进行相应的修正。; 关键词耗散模型湍流度进气道试验管道效应动态压力; Keywords dissipation model turbulence inlet test tubing effect fluctuating pressure; 分类号 O351.2 [理学—流体力学]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名低速风洞进气道连续扫描试验方法研究: 2; 作者徐彬彬刘庭申巫朝君孙福振王学陈袁; 机构中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所中国航空工业集团有限公司第一飞机设计研究院; 出处《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2024年第6期83-92,共10页; 基金中国空气动力研究与发展中心风雷青年创新基金项目(PJD20190236)。; 文摘在中国空气动力研究与发展中心FL–13风洞对进气道连续扫描低速风洞试验方法进行了初步研究。提出了进气道连续扫描试验方法和流程,给出了连续扫描试验数据处理方法,并在FL–13风洞开展了进气道常规试验方法与连续扫描试验方法的对比试验。两种方法试验结果一致性较好,所获得的进气道出口截面气动特性参数差值远小于国军标精度要求。试验结果验证了进气道连续扫描试验方法的有效性和可行性。与进气道常规试验方法相比,连续扫描试验方法能够大幅度提高试验效率,同时还能够获得更多的有效试验数据。; 关键词进气道试验风洞试验连续扫描试验方法 FL–13风洞; Keywords inlet test wind tunnel test continuous scan test method FL–13 wind tunnel; 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术被引量：6: 3; 作者欧平陈强田晓虎吴军飞马汉东秦永明张江; 机构中国航天空气动力技术研究院; 出处《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期392-397,共6页; 文摘针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术。系统采用文氏流量计测量方法,以提高进气道流量测量的精度;采用在流量计末端直接加装中压环形引射器抽吸进气道主气流的方法,以满足不同类型进气道在不同工况下对吸入流量的需求;通过设计两套独立的管道系统并分别进行流量的测量与控制,以满足双发进气道不同工况性能匹配和耦合试验的需求。通过风洞验证试验验证了流量计的测量效果和引射器的引射能力,通过风洞应用试验验证了试验系统对不同形式进气道的综合试验能力。试验结果表明,试验系统测量精度高,引射抽吸能力和综合试验能力强,能全面满足各类进气道风洞试验的需求。; 关键词进气道性能评估双发进气道试验系统流量高精度测量中压环形引射; Keywords inlet performance evaluating double-inlet test system mass flow measuring of high precision middle-pressure annular pumping; 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名飞机进气道/发动机台架联合试验及匹配特性研究被引量：4: 4; 作者高为民任智博王勤王晓良; 机构中国航发沈阳发动机研究所; 出处《航空发动机》 2017年第4期74-78,共5页; 基金航空动力基础研究项目资助; 文摘为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。; 关键词进发匹配进气道试验流动畸变发动机台架; Keywords inlet engine matching inlet test flow distortion engine testbed; 分类号 V235.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验被引量：32: 5; 作者金志光张堃元; 机构南京航空航天大学能源与动力学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期319-323,共5页; 基金国家"八六三"基金项目(2003AA723020)。; 文摘为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮托压力分布,分析了进气道内的典型流场特征,获得了进气道的基本性能参数,并以马赫数的测量为例阐述了流场不均匀性对测量结果可能造成的影响。实验结果表明,马赫数6来流条件下,该侧压式进气道流量系数为0.83,隔离段出口平均马赫数为2.57,总压恢复系数为0.296,增压比为23.7,表明这种侧压式进气道的气动布局方式能够获得较好的总体性能。; 关键词超燃冲压发动机高超声速进气道侧压式进气道进气道试验; Keywords Scramjet Hypersonic inlet Sidewall compression inlet Inlet test; 分类号 V235.113 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响被引量：4: 6; 作者张发启江勇桑增产孔卫东; 机构西安交通大学机械工程学院空军工程大学工程学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期137-138,146,共3页; 文摘对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验 ,测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果 ,分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响 ,并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。; 关键词进气道-发动机匹配进气道畸变进气道试验台架试验飞机; Keywords Aircraft engines Intake systems Pressure effects Rotors; 分类号 V235.113 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名双模态冲压发动机高超进气道的实验研究被引量：8: 7; 作者杨进军张堃元徐辉徐惊雷; 机构南京航空航天大学能源与动力学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第6期473-475,499,共4页; 文摘设计了侧压角为 6° ,后掠角 4 5° ,斜楔板压缩角分别为 4°和 8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道 ,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响。实验结果表明 ,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时 ,进气道的流量系数、总压恢复系数较高。总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变。; 关键词高超声速进气道三维侧压式进气道进气道试验进气道流量系数进气道总压恢复系数斜楔板压缩角双模态冲压发动机; Keywords Pressure Supersonic aircraft Supersonic flow Three dimensional Wind tunnels; 分类号 V263.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程] V228.7 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究被引量：2: 8; 作者张元马燕荣徐辉; 机构南京航空航天大学动力工程系; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期40-44,共5页; 基金国家自然科学基金; 文摘通过理论分析和风洞实验，对工作在前体附面层内的侧压式进气道，研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法，分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中，波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现，采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面，在４种非均匀来流下的特性较好。马赫５．３的非均匀流风洞实验结果表明，等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道，在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好。; 关键词非均匀流进气道试验高超声速侧压式; Keywords Nonuniform flow,Inlet test,Hypersonic inlet,Wind tunnel test; 分类号 V211.48 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	管道效应对进气道试验湍流度测量的影响研究	徐彬彬巫朝君王学	《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心	2020	2	在线阅读下载PDF 职称材料
2	低速风洞进气道连续扫描试验方法研究	徐彬彬刘庭申巫朝君孙福振王学陈袁	《实验流体力学》 CSCD 北大核心	2024	0	在线阅读下载PDF 职称材料
3	双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术	欧平陈强田晓虎吴军飞马汉东秦永明张江	《空气动力学学报》 CSCD 北大核心	2016	6	在线阅读下载PDF 职称材料
4	飞机进气道/发动机台架联合试验及匹配特性研究	高为民任智博王勤王晓良	《航空发动机》	2017	4	在线阅读下载PDF 职称材料
5	高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验	金志光张堃元	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2005	32	在线阅读下载PDF 职称材料
6	某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响	张发启江勇桑增产孔卫东	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2001	4	在线阅读下载PDF 职称材料
7	双模态冲压发动机高超进气道的实验研究	杨进军张堃元徐辉徐惊雷	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2001	8	在线阅读下载PDF 职称材料
8	非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究	张元马燕荣徐辉	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	1999	2	在线阅读下载PDF 职称材料