内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究

1

作者 姜金俊 陈连忠 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期173-179,共7页

基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°... 基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L_(0)=25 mm,39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L_(0)=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L_(0)=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。 展开更多

关键词 内埋武器 机弹分离 气动干扰 风洞投放试验 非定常效应

在线阅读 下载PDF 职称材料

高马赫数多体分离试验技术研究与应用 被引量：10

2

作者 林敬周 王雄 +3 位作者 钟俊 谢志江 皮阳军 赵健 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期925-933,共9页

为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控... 为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。 展开更多

关键词 高马赫数 多体分离 捕获轨迹 试验技术 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速风洞子母弹分离干扰测力试验技术 被引量：11

3

作者 赵忠良 龙尧松 +2 位作者 余立 王玉花 白本奇 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第3期32-35,共4页

本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果。试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性。... 本文给出了子母弹模型在高超声速风洞中的分离干扰测力的试验方案、试验系统设计、网格位置、天平研制和干扰试验结果。试验马赫数为6.97;模型迎角范围为-20°～20°;试验充分反映了母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性。试验结果表明:法向力、轴向力、俯仰力矩及压心测值规律正确、量值可靠,为开展高超声速风洞CTS试验技术奠定了良好的技术基础。 展开更多

关键词 高超声速风洞 子母弹分离 干扰测力 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

非定常多体分离风洞试验技术几个关键问题 被引量：7

4

作者 蒋增辉 薛飞 +2 位作者 鲁伟 宋威 王誉超 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第5期715-721,共7页

为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共... 为完善非定常多体分离风洞试验技术,增进相关领域的研究人员对该类试验技术的了解,对两种研究飞行器多体分离问题的非定常风洞试验技术——多体分离风洞自由飞试验技术和风洞投放模型试验技术,技术特点、相似准则及应用领域等方面的共性特点和差异作了总结和分析。比较了两种试验技术相似准则问题中的轻、重模型两种方法的优缺点,给出了两种非定常多体分离风洞试验技术在级间分离、子母弹抛撒分离和导弹蒙皮/壳片抛撒分离、重块抛撒分离和整流罩分离、飞机外挂物投放分离和内埋武器投放分离等各类多体分离问题的适用性对比分析。 展开更多

关键词 多体分离 非定常风洞试验技术 多体分离风洞自由飞试验 风洞投放模型试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

串联布局飞行器级间冷分离气动特性研究 被引量：11

5

作者 秦永明 田晓虎 +1 位作者 董金刚 张江 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第1期38-43,共6页

针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数... 针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数变化规律与马赫数、级间距离和迎角有关;二级法向力系数CN基本不受级间距离影响,而在迎角较大的情况下一级CN会随级间距离的增大而增大。 展开更多

关键词 串联布局 级间分离 气动特性 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

多体分离风洞自由飞试验 被引量：13

6

作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 贾区耀 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第5期581-586,共6页

根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描... 根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。 展开更多

关键词 多体分离 风洞自由飞试验 级间分离 子母弹抛撒

在线阅读 下载PDF 职称材料

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域 被引量：12

7

作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 鲁伟 陈农 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期744-749,802,共7页

基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题:相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别... 基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题:相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似,但实用性较差;而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用,因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用,但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟,通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现,弹簧具有简单、易行的特点,但模拟的准确性稍差;而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现,进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍,将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒,以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验,并对每一类试验在具体的试验技术,以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍,给出了具体试验的图像和曲线。 展开更多

关键词 多体分离 风洞投放模型试验 飞机外挂物 内埋武器 子母弹 头罩分离 壳片分离

在线阅读 下载PDF 职称材料

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究 被引量：11

8

作者 王志坚 伍贻兆 林敬周 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期15-19,共5页

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一... 对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。 展开更多

关键词 运载火箭 高超声速 风洞试验 级间分离 喷流干扰

在线阅读 下载PDF 职称材料

亚声速进气道出口流场畸变控制研究 被引量：7

9

作者 王健 李应红 张百灵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期143-146,共4页

一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后... 一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4～0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。 展开更多

关键词 涡轮喷气发动机 进气道 进气道畸变 边界层分离 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

大攻角下分离双钢箱梁间距对涡振特性的影响 被引量：9

10

作者 刘小兵 张海东 刘庆宽 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2017年第14期202-207,233,共7页

以某座分离双钢箱梁桥为背景,开展了一系列的节段模型风洞试验。首先分析了-5°^+5°间8个不同风攻角下单箱梁的涡振特性,然后详细研究了+5°风攻角下分离双箱梁在16个不同间距(双箱梁的净间距D与单箱梁宽B之比D/B的变化范... 以某座分离双钢箱梁桥为背景,开展了一系列的节段模型风洞试验。首先分析了-5°^+5°间8个不同风攻角下单箱梁的涡振特性,然后详细研究了+5°风攻角下分离双箱梁在16个不同间距(双箱梁的净间距D与单箱梁宽B之比D/B的变化范围为0.025~4.0)时的涡振特性,并将结果与单箱梁的结果进行了对比。研究发现,间距对上游箱梁和下游箱梁涡振特性的影响均可大致分为4个区间。 展开更多

关键词 分离双箱梁 涡激振动 间距 大攻角 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究 被引量：3

11

作者 牛中国 胡秋琦 +3 位作者 梁华 刘捷 许相辉 蒋甲利 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期2816-2826,共11页

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image V... 为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×10^6),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。 展开更多

关键词 流动控制 等离子体 飞翼 流动分离 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

大沽河航道桥全桥气弹模型风洞试验研究 被引量：11

12

作者 李玲瑶 葛耀君 陈伟东 《桥梁建设》 EI CSCD 北大核心 2007年第5期17-20,共4页

青岛海湾大桥大沽河航道桥为主跨260 m的独塔自锚式分离双箱梁悬索桥,运用ANSYS软件对成桥状态及施工状态进行动力特性分析,并依托全桥气弹模型风洞试验,采用1∶118的几何缩尺比进行成桥状态和施工状态的颤振及抖振试验,测定颤振临界风... 青岛海湾大桥大沽河航道桥为主跨260 m的独塔自锚式分离双箱梁悬索桥,运用ANSYS软件对成桥状态及施工状态进行动力特性分析,并依托全桥气弹模型风洞试验,采用1∶118的几何缩尺比进行成桥状态和施工状态的颤振及抖振试验,测定颤振临界风速及抖振响应,据此分析评估该桥的抗风性能。风洞试验结果表明,该桥具有较好的颤振稳定性。 展开更多

关键词 自锚式悬索桥 分离双箱梁 动力特性 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

火箭级间分离喷流干扰数值模拟与风洞试验研究 被引量：11

13

作者 王志坚 伍贻兆 林敬周 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第2期149-154,共6页

针对典型风洞试验状态,采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,数值模拟了给定级间距下火箭级间分离喷流干扰流动情况,获得了清晰的流场结构和有/无喷流干扰时两级气动特性变化规律,并对仅主机喷流和主机与四游机同时... 针对典型风洞试验状态,采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,数值模拟了给定级间距下火箭级间分离喷流干扰流动情况,获得了清晰的流场结构和有/无喷流干扰时两级气动特性变化规律,并对仅主机喷流和主机与四游机同时喷流的情况进行了计算,数值模拟研究结果为风洞试验方案的设计提供了参考依据。在典型状态数值模拟研究的基础上采用了冷喷流模拟技术对多个状态下火箭级间分离喷流干扰特性进行了风洞试验研究,获得了两级在有/无喷流、同轴变攻角情况下的气动力系数,研究结果表明,级间喷流干扰会对两级气动特性带来较大影响。相同状态下计算得到的两级气动特性变化与试验符合较好,表明了针对风洞试验状态的预先数值模拟对试验方案的设计验证可提供有益的参考。 展开更多

关键词 高超声速 数值模拟 风洞试验 级间分离 喷流干扰

在线阅读 下载PDF 职称材料

高速风洞模型自由飞试验技术 被引量：7

14

作者 蒋增辉 宋威 鲁伟 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期680-686,692,共8页

风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由... 风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。 展开更多

关键词 风洞模型自由飞试验 多体分离风洞自由飞试验 高速风洞投放模型试验 动稳定性 多体分离

在线阅读 下载PDF 职称材料

导弹适配器分离过程虚拟试验研究 被引量：7

15

作者 岳玉娜 郝继光 吴艳 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第7期71-75,共5页

针对目前在导弹垂直冷发射适配器设计和发射分离过程研究中存在的试验周期长、成本高、影响因素考虑不全面等问题,基于空气动力学和流体力学基本理论,建立了垂直冷发射条件下适配器与导弹分离过程的运动学模型和气动载荷模型,提出了一... 针对目前在导弹垂直冷发射适配器设计和发射分离过程研究中存在的试验周期长、成本高、影响因素考虑不全面等问题,基于空气动力学和流体力学基本理论,建立了垂直冷发射条件下适配器与导弹分离过程的运动学模型和气动载荷模型,提出了一种采用CFD仿真技术实现适配器气动力系数插值计算的方法,通过开展虚拟试验获取适配器发射分离过程动力学响应特性,通过三维可视化手段展示适配器分离动力学过程;基于大量虚拟试验,采用碰撞干涉检测算法和随机抽样法定量计算适配器分离可靠性,为适配器分离过程研究和适配器安全性设计提供有效的分析方法。 展开更多

关键词 适配器 分离 虚拟风洞 虚拟试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究 被引量：5

16

作者 解福田 林敬周 +2 位作者 钟俊 范孝华 吴岸平 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第6期16-20,共5页

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的"归零"干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特... 通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的"归零"干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1 D(D为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1 D级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用"归零"修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的"归零"修正更适合于在0.1 D级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5 D级间距下均不宜采用"归零"修正方法。 展开更多

关键词 级间分离 支撑干扰 喷流干扰 高超声速风洞试验 归零法

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验 被引量：7

17

作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 陈农 贾区耀 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第5期42-48,共7页

在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y... 在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现,迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同,但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段,而y向位移均无明显的阶段变化,但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化(总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。 展开更多

关键词 多体分离 风洞投放模型试验 子母弹抛壳 大迎角 高超声速

在线阅读 下载PDF 职称材料

大跨度桥梁超宽分体三箱梁抗风性能及控制措施研究 被引量：25

18

作者 潘韬 肖海珠 +1 位作者 赵林 葛耀君 《桥梁建设》 EI CSCD 北大核心 2020年第S02期29-35,共7页

为研究超宽分体三箱梁的涡激振动特性及其抑振措施,以梁宽68 m的大跨斜拉-悬索协作体系公铁两用大桥为工程背景,采用缩尺比为1∶30的大比例节段模型进行风洞试验,研究主梁的涡振性能以及不同形式风屏障、桥梁附属设施对其影响和设置槽... 为研究超宽分体三箱梁的涡激振动特性及其抑振措施,以梁宽68 m的大跨斜拉-悬索协作体系公铁两用大桥为工程背景,采用缩尺比为1∶30的大比例节段模型进行风洞试验,研究主梁的涡振性能以及不同形式风屏障、桥梁附属设施对其影响和设置槽间开孔盖板的气动措施对其改善效果。研究结果表明:施工状态主梁断面没有出现明显涡振现象,主梁风屏障采用不规则开孔形式时的涡振性能优于等效栏杆形式;成桥状态主梁断面出现涡振现象,公路内侧栏杆对其涡振性能影响较大;通过施加30%透风率的错位圆孔槽间开孔盖板的气动优化措施可有效改善主梁涡振性能,优化后主梁无明显竖弯涡振现象,扭转位移振幅为0.07°,降低90%,同时断面具有优越的颤振性能,在此条件下随阻尼比的增加主梁涡振振幅明显降低,当扭转阻尼比增加至0.47%时主梁不出现涡振现象。 展开更多

关键词 公路铁路两用桥 斜拉-悬索协作体系桥 分体三箱梁 大比例节段模型 风洞试验 涡激振动 气动措施

在线阅读 下载PDF 职称材料

空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究 被引量：8

19

作者 王勋年 李军 刘晓晖 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第2期38-43,共6页

在４ｍ×３ｍ低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响。采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力，进行了分离轨迹估算，用捕获轨迹试验得到了分离轨迹，选定了最佳弹射力参数。试验结果表明，实验导... 在４ｍ×３ｍ低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响。采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力，进行了分离轨迹估算，用捕获轨迹试验得到了分离轨迹，选定了最佳弹射力参数。试验结果表明，实验导弹安全分离必须采用弹射力，气动俯仰力矩是影响导弹姿态的重要因素，气动力对分离位置影响较小。 展开更多

关键词 飞机外挂物 外挂物分离 气动干扰 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

翼型相对厚度对失速分离特性的影响 被引量：10

20

作者 上官云信 周瑞兴 +2 位作者 高永卫 肖春生 郗忠祥 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第z1期21-26,共6页

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流... 雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离. 展开更多

关键词 翼型 相对厚度 失速分离特性 风洞实验

在线阅读 下载PDF 职称材料