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烧蚀可控性燃气舵的设计与试验

机械设计与研究 2024年第2期40卷 198-202页

作者：曾清香吴烁张凤岗康海峰夏津上海机电工程研究所上海201109

结合工程实际,论述和分析了烧蚀可控性燃气舵的材料、舵面形状、面烧蚀率、舵面在弹体上的周向布局的设计过程和舵面的热强度。通过烧蚀舵性能测力试验,获得燃气射流作用在燃气舵面上的力与力矩,根据上述数值得到了舵面舵效与烧蚀特性... 详细信息

结合工程实际,论述和分析了烧蚀可控性燃气舵的材料、舵面形状、面烧蚀率、舵面在弹体上的周向布局的设计过程和舵面的热强度。通过烧蚀舵性能测力试验,获得燃气射流作用在燃气舵面上的力与力矩,根据上述数值得到了舵面舵效与烧蚀特性。烧蚀可控性燃气舵面的技术研究,为其它战术导弹的设计积累了丰富的经验。

关键词：烧蚀性燃气舵热强度测力试验燃气射流

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带竖向肋条高层建筑风荷载的测力测压对比

建筑结构学报 2024年第5期45卷 115-124页

作者：姜咏涵沈国辉余世策姚剑锋浙江大学结构工程研究所浙江杭州310058 浙江水利水电学院建筑工程学院浙江杭州310018

为研究带竖向肋条高层建筑的风荷载,分别采用测压和测力风洞试验方法,分析肋条外伸长度与建筑顺风向宽度比(b/B)对高层建筑各立面风压分布的影响,对比测压和测力试验获得的结构基底剪力平均值和标准差。研究表明:正迎风情况下竖向肋条... 详细信息

为研究带竖向肋条高层建筑的风荷载,分别采用测压和测力风洞试验方法,分析肋条外伸长度与建筑顺风向宽度比(b/B)对高层建筑各立面风压分布的影响,对比测压和测力试验获得的结构基底剪力平均值和标准差。研究表明:正迎风情况下竖向肋条使得迎风面边缘风压急剧降低、甚至出现负风压,而背风面负风压绝对值随着b/B的增大而减小;在各风向角下,当b/B为1%~3%时结构基底剪力平均值的测力结果均大于测压结果,其主要原因是测压试验无法考虑肋条的挡风贡献,尤其在斜风向下两种试验方法结果的差异更大,最大相差14.89%;对于结构基底剪力的标准差,无肋条模型的测力结果大于测压结果,当b/B为1%~4%时,测力结果小于测压结果,当竖向肋条较长(b/B≥2%)时,测力试验比测压试验更适宜获取高层建筑的风荷载。根据测力试验结果,拟合了考虑竖向肋条影响的结构基底剪力平均值修正系数关系式,拟合公式可用于带有不同布置竖向肋条的高层建筑的基底剪力平均值评估。

关键词：高层建筑竖向肋条风洞试验测压试验测力试验基底剪力

飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究

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空气动力学学报 2003年第3期21卷 282-287页

作者：吕治国刘洪山齐学群张雁中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了"5+1"方案,即五分量主天平和单分量滚... 详细信息

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了"5+1"方案,即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量,模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性,还进行了一系列验证性试验,如对比性试验和缝隙影响试验,试验研究结果表明:采用该方案是可行的,成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。

关键词：飞船返回舱再入阶段压电天平激波风洞测力试验六分量试验

吸气式高超声速飞行器通气模型测力试验技术研究

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推进技术 2018年第10期39卷 2394-2400页

作者：王泽江宋文萍杨波曾学军孙鹏唐小伟西北工业大学航空学院陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

由于内阻测量方法限制,来流Ma_∞>4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题,确保试验精度满足飞行器研究需要,探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进... 详细信息

由于内阻测量方法限制,来流Ma_∞>4时常规通气模型测力试验精度无法满足吸气式高超声速飞行器设计和性能评估需求。为解决上述问题,确保试验精度满足飞行器研究需要,探索了将天平测量内阻技术引入常规通气模型测力试验的可行性。从改进试验方法角度提出了一种回避内阻测量难题的新型试验方法:采用"尾支+六分量天平"直接测量通气模型的气动特性(机体控制体产生的气动力载荷),并开展了试验验证。结果表明:由于减少了内阻测量环节,新型测力试验技术的精度高,Ma_∞=6时的阻力系数误差小于2%,远低于常规通气模型测力试验误差,具有精度高、模型相对简单、技术复杂程度较低、推广应用可能性大的优势。

关键词：高超声速风洞试验技术测力试验通气模型天平气动力内阻

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基于测力和测压试验的气动导纳识别结果比较

实验流体力学 2015年第3期29卷 35-40页

作者：檀忠旭朱乐东徐自然陈伟同济大学土木工程防灾国家重点实验室上海200092 同济大学桥梁工程系上海200092 同济大学桥梁结构抗风技术交通行业重点实验室上海200092

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测... 详细信息

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测力和测压试验、采用抖振力自谱和抖振力脉动风交叉谱综合残量最小二乘法识别了准平板断面的气动导纳,其中,在基于测力试验的气动导纳识别中考虑了模型抖振力跨向不完全相关效应的影响,在基于测压试验的气动导纳识别中考虑了按Bergh-Tijdeman理论公式修正或者不修正测压管路系统频响特性影响的2种情况。在此基础上,通过考察气动导纳实验识别结果之间的差别及其与平板断面气动导纳理论解Sears函数之间的差别,研究了天平模型系统固有振动以及测压管路系统频响效应对识别结果的影响。结果表明:天平模型系统的共振会显著放大气动导纳的识别结果;而由于测压管路的固有频率一般要显著高于天平模型系统的固有频率,因此,与基于测力试验得到的气动导纳相比,基于测压试验所得气动导纳总体上更加合理,可用导纳的折算频率范围更广。此外,在一般大跨度桥梁抖振分析所关心的折算频率范围内,考虑测压管路频响特性修正后,气动导纳有一定降低。

关键词：气动导纳风洞试验测力试验测压试验测压管路频响特性

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柔性围护结构风洞测力试验

建筑结构 2004年第12期34卷 64-66页

作者：李源殷继刚郗忠详解亚君闫文魁张茂功西安建筑科技大学 710055 总后建筑工程研究所西安710032 西北工业大学西安710072

利用风洞试验测量篷布等柔性材料围护结构受风载作用时产生的集中力 ,给出了模型集中力系数随风向角的变化曲线及集中力大小和方向的算法 ,重复性试验表明 ,试验数据可靠。对比试验分析了刚性及柔性材料模型的压力系数。提供了柔性材料... 详细信息

利用风洞试验测量篷布等柔性材料围护结构受风载作用时产生的集中力 ,给出了模型集中力系数随风向角的变化曲线及集中力大小和方向的算法 ,重复性试验表明 ,试验数据可靠。对比试验分析了刚性及柔性材料模型的压力系数。提供了柔性材料受风载作用时集中力的测量方法。

关键词：围护结构风载作用柔性材料对比试验分析风向角风洞试验刚性测力试验试验数据方向

一种测压试验数据与部件测力试验数据的协调处理方法

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流体力学实验与测量 2003年第3期17卷 71-75页

作者：王世安杨德华贵州飞机设计研究所贵州安顺561000

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分... 详细信息

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。

关键词：飞机测压试验数据处理法向力压心测力试验

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民机低速风洞测力试验技术研究

实验流体力学 2004年第4期18卷 34-37页

作者：郝卫东司永昌高静中国航空工业空气动力研究院哈尔滨150001

民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明... 详细信息

民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明:FL 8风洞的测量精度已经达到了国际先进水平。

关键词：民机低速风洞测力试验测量精度

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高速风洞飞机部件和外挂物同时测力试验研究

流体力学实验与测量 2003年第1期17卷 39-42,50页

作者：李熙佩徐伯生中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

为了获得××飞机主要部件和外挂物的气动载荷,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了飞机部件和外挂物同时测力试验研究。在M=0.40～0.85,α=-4°～12°,β=-8°～8°的试验条件下,采用7台天平同时对该飞机主要部件(机翼、平尾和垂尾... 详细信息

为了获得××飞机主要部件和外挂物的气动载荷,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了飞机部件和外挂物同时测力试验研究。在M=0.40～0.85,α=-4°～12°,β=-8°～8°的试验条件下,采用7台天平同时对该飞机主要部件(机翼、平尾和垂尾)及翼下外挂物进行了测量。结果表明:试验获得的飞机部件和外挂物气动特性变化规律合理,量值可靠。试验研究的成功,拓宽了风洞试验能力,提高了风洞试验效率。

关键词：飞机部件外挂物测力试验风洞试验