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题名航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展
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作者
高亮杰
辛亚楠
袁野
李强
钱战森
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机构
中国航空工业空气动力研究院
高超声速气动力/热技术重点实验室
高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
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出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2022年第1期44-51,共8页
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文摘
航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果。风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0~8.0;总压范围0.1~8.0 MPa;总温范围300~900 K;单位雷诺数范围3.3×10^(6)~4.6×10^(7)m^(–1);有效运行时间不小于30 s。FL-64风洞与航空工业亚跨超三声速风洞(FL-60)可形成高低马赫数搭配,涵盖马赫数0.3~8.0的宽速域高超声速飞行器试验需求,特别是马赫数4.0的总焓模拟能力可与真实飞行条件匹配,为我国高马赫数飞行器研制提供有效的气动试验平台。
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关键词
高超声速
大型风洞
气动力试验
风洞设计
流场校测
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Keywords
hypersonic
large-scale wind tunnel
aerodynamic test
wind tunnel design
flow field calibration
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名飞机超声速机动飞行条件声爆预测方法
被引量：2
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作者
冷岩
张劲柏
钱战森
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机构
中国航空工业空气动力研究院
高超声速气动力/热技术重点实验室
北京航空航天大学航空科学与工程学院
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2023年第6期45-54,I0001,共11页
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基金
国家自然科学基金(11672280)。
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文摘
针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI_Superboom。构建的求解方法可分为3个步骤:首先,应用航空工业气动院自主研制的CFD软件ARI_Overset在三维空间求解N-S方程,得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布;其次,基于自主研发的ARI_Boom声爆预测程序开展射线追踪和声爆远场传播计算,获得焦散线及指定高度处声爆信号;最后,通过ARI_Superboom预测程序获得焦聚区的地面超声爆信息。通过飞机超声速匀加速状态下地面产生的超声爆预测算例,验证了基于广义Tricomi方程建立的超声爆预测方法的可行性和准确性。
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关键词
超声速飞行器
广义Tricomi方程
聚焦声爆
数值预测
机动飞行
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Keywords
supersonic flight vehicle
lossy nonlinear Tricomi equation
focus boom
numerical prediction
maneuvering flight
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分类号
O482.1
[理学—固体物理]
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V411.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究
被引量：1
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作者
王璐
钱战森
高亮杰
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机构
中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
中国航空工业空气动力研究院高超声速气动力/热技术重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第6期137-146,共10页
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文摘
为了降低宽速域飞行器的内流阻力,基于边界层燃烧方法,分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性,研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度,探讨了喷射参数对减阻效果的影响,探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明,随着进口马赫数的增加,总阻力中摩阻分量随之增加;边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同,壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小,燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小;从总内阻减阻百分比看,在相同燃料/空气当量比下,低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况,且在低马赫数工况下,喷嘴附近壁面热流密度会显著增加;在本文所研究的参数范围内,摩阻和压阻对当量油气比更为敏感,而对喷射方向和喷射速度不敏感。
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关键词
宽速域飞行器
内流
减阻
低燃点燃料
边界层燃烧
数值模拟
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Keywords
Wide-range Mach numbers vehicle
Internal flow
Drag reduction
Low ignition temperature fuel
Boundary layer combustion
Numerical simulation
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分类号
V219
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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