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两种有翼飞行器高超声速动态气动特性的对比实验研究

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空气动力学学报 2001年第2期19卷 217-222页

作者：李江马家驩潘文欣翟曼玲中国科学院力学研究所高温气体动力学开放研究实验室北京100080

采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的俯仰阻尼导数。两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积 ,但机身和机翼的剖面则彼此各不相同。实验在名义马赫数M∞ =6.4条件下进行 ,同一名义实验条件... 详细信息

采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的俯仰阻尼导数。两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积 ,但机身和机翼的剖面则彼此各不相同。实验在名义马赫数M∞ =6.4条件下进行 ,同一名义实验条件下的重复实验显示一致的运动形态和接近的动导数测量结果。气动参数辨识采用最大似然法 ,对风洞实验准定常试验时间中模型的平面运动以线性气动参数模型辨识得到它们的俯仰阻尼导数。结果揭示两种外形有差异的模型呈现迥然不同的动态气动特性 :带OMS舱的航天飞机仿真模型具有动态稳定性 ,而简化外形的类航天飞机模型则为动不稳定。虽然对导致这种极大差异的直接物理原因还有待深入研究。

关键词：模型自由飞高超声速有翼飞行器气动特性对比实验空气动力学航天飞行器

高超声速再入飞行器气动特性的快速预示——局部方法的推广应用

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空气动力学学报 1993年第3期11卷 278-282页

作者：马家驩沈青陈素贞中国科学院力学研究所北京100080

本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不... 详细信息

本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不同锥角、不同钝度比及不同外形弹头型再入飞行器的气动力和力矩系数,其结果与无粘数值解及实验结果作了比较,在攻角2°～14°范围内吻合得很好。局部方法可用于弹头型高超声速再入飞行器气动特性的快速预示。

关键词：气动特性高超音速流动弹头外形

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滑流区中三角翼大攻角气动力特性的实验研究

空气动力学学报 1993年第1期11卷 42-48页

作者：陈素贞马家驩潘文欣中国科学院力学研究所北京100080

一种以后掠75.7°薄三角翼为主要特征的典型航空航天飞行器模型,在激波管风洞马赫数为11.9和15.4两种条件下,攻角范围20°～50°,用模型自由飞方法测量了它们的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩特性。相应的实验雷诺数分别为3.19×10~4... 详细信息

一种以后掠75.7°薄三角翼为主要特征的典型航空航天飞行器模型,在激波管风洞马赫数为11.9和15.4两种条件下,攻角范围20°～50°,用模型自由飞方法测量了它们的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩特性。相应的实验雷诺数分别为3.19×10~4和1.64×10~4,这两种流动条件均属于稀薄气流的滑流区。实验结果表明在M_∞=11.9和15.4两种条件下,两种剖面外形模型的升力系数和阻力系数均随攻角加大而递增,其变化规律有很好的一致性,且对马赫数并不敏感;但从体轴系来看,不仅两种模型的轴向力系数不同,而且因粘性干扰的缘故,同一模型A在M_∞=15.4时比M_∞=11.9时有相对较大的轴向力系数,但两者随攻角变化的规律一致,且当α>45°时接近牛顿值。此外,实验表明两种模型的压心系数随攻角均没有明显变化。

关键词：气动力测量三角翼滑流区飞机

二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用

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气动实验与测量控制 1995年第4期9卷 59-63页

作者：马家驩潘文欣陈素贞中国科学院力学研究所

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二... 详细信息

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以０．１ｍｍ细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上，然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片，从而获得模型在高超声速（Ｍ＿∞＝９．９）流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。

关键词：风洞模型自由飞二次成像法自由飞行风洞

高超声速稀薄气流中球阻力系数的一种简单公式

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空气动力学学报 1985年第1期 107-111页

作者：马家驩中国科学院力学研究所

本文提出了以粘性参数K=M_∞/√Re_D为变量的球阻系数的简单关系式。它适用于高超声速稀薄气流的情况,在Re_D=5×10~2～10~5;M_∞=8～25的范围中与实验数据吻合。此外,按此式计算的球阻系数而得到的标定球的动压值与由皮托压力测定所得... 详细信息

本文提出了以粘性参数K=M_∞/√Re_D为变量的球阻系数的简单关系式。它适用于高超声速稀薄气流的情况,在Re_D=5×10~2～10~5;M_∞=8～25的范围中与实验数据吻合。此外,按此式计算的球阻系数而得到的标定球的动压值与由皮托压力测定所得结果一致。

关键词：稀薄气流皮托动压自由飞飞行阻力系数高超声速标定球粘性参数

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一种轻模型转动惯量测定仪

力学与实践 1979年第2期 65-67+11页

作者：唐宗衡马家驩中国科学院力学研究所

转动惯量是物体的一种物理属性。如同质量与线性运动加速度的关系一样,它是物体对角运动加速度的惯性的一种度量。因此,无论从已知外力、外力矩来确定物体运动,或是由物体的运动规律来求得施于它们的外力时,都必须确切知道该物体的转动... 详细信息

转动惯量是物体的一种物理属性。如同质量与线性运动加速度的关系一样,它是物体对角运动加速度的惯性的一种度量。因此,无论从已知外力、外力矩来确定物体运动,或是由物体的运动规律来求得施于它们的外力时,都必须确切知道该物体的转动惯量。在空气动力学

关键词：卡具定体精度摆动周期转动惯量测定仪残差平方算术平均值弹性常数劲度常数模量

在高超声速脉冲型风洞中测量静、动稳定性导数的模型自由飞方法

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空气动力学学报 1983年第4期 77-85页

作者：马家驩唐宗衡张小平中国科学院力学研究所

再入弹头落地时的动导数,以及有升力面的再入飞行器在高超声速情况下的动稳定特性,是高超声速飞行器设计师们所关心的问题之一。而研究这一课题的必要途径之一,则是地面模拟试验。一般来说,动稳定性的地面模拟试验方法基本上可分为两大... 详细信息

再入弹头落地时的动导数,以及有升力面的再入飞行器在高超声速情况下的动稳定特性,是高超声速飞行器设计师们所关心的问题之一。而研究这一课题的必要途径之一,则是地面模拟试验。一般来说,动稳定性的地面模拟试验方法基本上可分为两大类:一类是模型有约束的;另一类则是模型自由飞。由于支承干扰往往产生难以完全排除的明显影响,模型自

关键词：模型自由飞脉冲型弹道靶自由飞试验动稳定性导数炮风洞高雷诺数风洞高超声速

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***教授在中国科学院力学研究所讲学

力学进展 1984年第4期 521-524页

作者：马家驩李静美唐贵明

美国普林斯顿大学***教授于5月19日下午在力学所介绍了他们几年来在湍流边界层分离研究方面取得的进展和今后工作的展望。他们研究的主要对象是四种翼的典型外形(图1)在马赫数3和高雷诺数(10~7—10~8/米)来流条件下产生的激波湍流边界... 详细信息

美国普林斯顿大学***教授于5月19日下午在力学所介绍了他们几年来在湍流边界层分离研究方面取得的进展和今后工作的展望。他们研究的主要对象是四种翼的典型外形(图1)在马赫数3和高雷诺数(10~7—10~8/米)来流条件下产生的激波湍流边界层干扰流场。研究内容主要是干扰流场的平均性质和干扰流场的非定常性。他们用煤油-烟黑油流

关键词：非定常性干扰流场再附点激波 S.M.Bogdonoff 测量结果脉动量自由剪切层干扰区湍流边界层湍流附面层分离点湍流度

利用激波风洞设备进行塞式喷管流动的模拟实验

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