搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 风洞试验”相关记录21条 . 查询时间(0.092 秒)
中国成功攻克TPS反推力风洞试验技术
中国 TPS反推力风洞试验
2015/3/1
中国首次ＴＰＳ反推力试验2015年2月２６日在中国空气动力研究与发展中心低速所８米×６米风洞圆满完成。这标志着我国从此具备ＴＰＳ正反推力风洞试验能力，对中国飞行器尤其是大型飞机的研制具有重要意义。ＴＰＳ英文全称为Ｔｕｒｂｏｆａｎ－Ｐｏｗｅｒｅｄ－Ｓｉｍｕｌａｔｏｒ，即涡扇动力模拟，是大型涡扇发动机必须进行的一项试验。由于发动机的动力输出会影响飞行器的气动特性，风洞试验成为国际公认的验证和优化飞行器...
首先建立了带襟翼翼型的非定常气动力模型,继而基于Peters-He广义动态尾迹理论,考虑襟翼偏转对电控旋翼叶素环境的影响,建立了电控旋翼有限状态尾迹模型;进一步基于Theodorsen理论推导出电控旋翼桨叶挥舞响应与桨叶变距和襟翼操纵量的关系,综合以上建立了电控旋翼气动特性分析模型.以改进型电控旋翼试验系统为平台进行了风洞试验,测量了不同风速、不同襟翼操纵条件下的电控旋翼气动力、桨距、襟翼偏角及旋...
介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平...
超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究
超临界机翼 跨音速颤振模型 风洞试验
2014/8/1
某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计，跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。本文设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行了颤振风洞试验，根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析，得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。研究表明，超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小，风洞试验结果与理论分析吻合较...
为了验证高速风洞全模颤振试验技术以及获取某战斗机颤振安全边界,运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性,重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明:采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性;跨声速时的非线性气动力与速压较高时的结构非线性对全机颤振特性有较大影响,导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化;振动波形图...
发展了一种基于双相机的风洞试验模型迎角视觉测量技术。即在风洞模型表面绘制或喷涂一些高对比度的标记点,采用两台400万像素的工业相机采集模型的运动图像,然后求解图像的共线方程获得模型表面标记点的三维空间坐标,利用表面标记点坐标最小二乘拟合出一条空间直线,通过不同时刻空间直线单位方向矢量的变化计算出模型的迎角变化。利用精密电子倾斜仪对迎角视觉测量系统进行静态标定,结果表明:迎角视觉测量系统的准确度在0...
为了解鸟类翅膀折叠运动的作用,对一个专利中的折叠扑翼机构进行了数学建模,外翼的折叠运动由非定常过程中的气动力、弹性恢复力矩和惯性力决定。利用风洞试验和数值模拟两种方式对该折叠扑翼模型进行了研究。数值模拟和风洞试验结果表明:相对于非折叠扑翼,折叠翼能够有效提高平均升力;在一定范围内增加内翼扑动频率可以提高折叠翼平均升力系数,但对折叠翼平均阻力系数影响甚微;一个扑动周期内折叠翼能量耗损小于非折叠翼;各...
结冰风洞是开展飞机结冰研究的主要设备，确定合理的试验水滴大小，是选取结冰风洞试验条件的重要内容。为了研究结冰风洞试验水滴直径的选取原则，针对结冰风洞试验水滴的大小主要取决于试验速度的大小，在推导结冰风洞试验水滴直径选取公式的基础上，用数值方法预测并对比了不同试验速度对水滴大小选取效果及试验结果的影响。采用欧拉法数值计算了不同试验速度及相应试验水滴条件下，试验模型表面的水滴收集率，并与全尺寸物体表面...
高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究
高超声速进气道 亚燃发动机 混合模块发动机
2009/3/5
对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道(工作马赫数范围3～6)进行了马赫6级高焓风洞试验研究，获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验数据显示，进气道的流量系数在0.98以上，喉道截面的总压恢复系数为0.52,平均马赫数为2.68，临界状态附近进气道出口平均马赫数低达0.432，对应的总压恢复系数为0.171,反压为自由流静压的267.56倍，为亚燃室的高效、稳定燃烧及亚/超燃...
风洞试验及风洞设计制造技术
风洞试验 风洞设计 制造技术
2009/2/26
亚、跨、超音速风洞，试验段尺寸为0.6×0.6米2，马赫数范围为M=0.5～3.5。可进行如下试验：飞机及导弹的测力试验（六分量）、测压试验、铰链力矩试验、颤振及抖振、声环境试验及其它特殊试验。以上风洞配有完善的国际先进水平的测控系统和应用软件，可承担一般风洞难以完成的研究试验任务。
微型扑翼飞行器风洞试验初步研究
微型扑翼飞行器 机翼气动特性 风洞试验
2009/2/11
为了对微型扑翼飞行器空气动力学基本特性进行定量研究，利用西北工业大学微型飞行器专用风洞对微型扑翼飞行器机翼进行初步风洞吹风试验。试验中进行了扑动频率、风速、迎角、机翼平面形状、翼型弯度对机翼气动特性影响的研究。通过试验得出了微型扑翼飞行器升力、推力产生的基本规律，为微型扑翼飞行器总体设计和气动设计提供了参考。
跨音速柔壁自适应风洞试验技术研究
跨音速 柔壁试验 超临界流动
2008/7/29
该项目的基本研究内容包括：1、改建一座小型高速风洞，使其具有跨音速柔壁试验段供试验研究之用。这就需要研究跨音速自适应壁风洞的总体气动方案，柔壁试验段及其相关部段主要参数与结构设计方法等。2、确定致力研究的跨音速柔壁自适应风洞的几个关键试验技术问题为：低超音速的消除激波反映的试验技术；优化柔壁试验段截面形状，扩大无干扰试验区；超临界流动时的翼型自适应壁风洞试验技术；研究特点：采用理论分析与试验研究相...
以一种应用于低速风洞试验的6自由度绳牵引冗余并联机器人为研究对象，解决飞行器模型在风荷作用下动态定位误差大、力学测量精度不高的问题。运用微分变换推导了该机器人的刚度解析表达式；分别建立了末端执行器和驱动系统的动力学模型；针对系统冗余驱动、强耦合和非线性的特点，设计了基于刚度增强准则的关节空间比例微分（PD）修正前馈控制器，实现了以提高飞行器升力方向、顺风向和俯仰转动方向刚度为目标的绳系张力优化分配...
针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明，随着反压比的提高，进气道总压恢复系数提高，临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内，在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高，但流量系数略有降低；随着来流马赫数的增大，进气道总压恢复系数下降，流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高，激波贴口后流量系数基本不变；随着迎角的增大，进气道的总压恢复系...