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冲压发动机光学测量技术进展

中国科技信息 2025年第5期 49-52页

作者：薛晨戈中国飞行试验研究院发动机所

1背景高超声速技术因其在军事和经济上都具有重大的战略意义，已经成为世界各航空航天大国竞相研究的尖端技术之一。超燃冲压发动机具有成为高超声速飞行器动力的潜力，因其存在低速不起动问题，在当前技术水平下，火箭助推成为最佳选...

1背景高超声速技术因其在军事和经济上都具有重大的战略意义，已经成为世界各航空航天大国竞相研究的尖端技术之一。超燃冲压发动机具有成为高超声速飞行器动力的潜力，因其存在低速不起动问题，在当前技术水平下，火箭助推成为最佳选择。为了确定超燃冲压发动机的极限点，需要扩展地面试验和飞行试验能力。无论是地面试验还是飞行试验，都需要对发动机的状态进行监测，主要包括温度、压力、速度和组分等，测量方法可分为接触式测量和光学测量两种，先进的测量技术可以实现对发动机参数的准确、稳定和实时测量。

关键词：

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螺旋桨风车特性分析方法研究

航空动力学报 2024年第12期39卷 28-37页

作者：王定奇高扬王朝蓬中国飞行试验研究院动力装置飞行试验技术研究所西安710089

以某螺旋桨为研究对象,针对螺旋桨稳态时高速风车特性、低速风车特性和空中起动过程中瞬态风车特性,开展了不同飞行高度、真速、桨叶角及转速的仿真计算。定量给出了螺旋桨不同状态点的风车阻力,通过风洞试验进行验证,最大误差为4.63%... 详细信息

以某螺旋桨为研究对象,针对螺旋桨稳态时高速风车特性、低速风车特性和空中起动过程中瞬态风车特性,开展了不同飞行高度、真速、桨叶角及转速的仿真计算。定量给出了螺旋桨不同状态点的风车阻力,通过风洞试验进行验证,最大误差为4.63%。通过对标准螺旋桨特性中效用因子和零升迎角的修正,给出理论计算的螺旋桨特性。对仿真和理论计算结果采用数据融合方法给出螺旋桨风车特性最优解。结果表明:高速风车时,螺旋桨转速达到最大1078 r/min,在真速为480 km/h时,桨叶角为30°,拉力系数为−0.36;低速风车时,桨叶角在限动角为14°,来流为350 km/h时,转速为990 r/min,拉力系数为−0.47;起动过程中螺旋桨转速增大,桨叶角减小,风车阻力先增大后减小,回桨至14°,转速为970 r/min,瞬态风车阻力为−2150 kg。螺旋桨风车特性的获取为某型涡桨发动机试飞中风车阻力的确定及试验点规划提供技术支撑。

关键词：风车特性流场仿真效用因子零升迎角螺旋桨滑流空中起动数据融合

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基于拼接网格的孤立螺旋桨特性研究

飞行力学 2019年第3期37卷 87-92页

作者：王定奇屈霁云李密中国飞行试验研究院动力装置飞行试验技术研究所

以某型螺旋桨为研究对象,采用CFD方法对螺旋桨滑流进行数值计算。利用分区拼接网格技术对螺旋桨旋转区域和外流场域进行网格划分及拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,雷诺应力项采用RNG k-ε湍流模型,基于滑移网格方法开展了针对不同... 详细信息

以某型螺旋桨为研究对象,采用CFD方法对螺旋桨滑流进行数值计算。利用分区拼接网格技术对螺旋桨旋转区域和外流场域进行网格划分及拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,雷诺应力项采用RNG k-ε湍流模型,基于滑移网格方法开展了针对不同高度、不同来流速度及桨叶角的仿真计算。仿真结果表明,数值计算的螺旋桨特性数据与风洞实验数据整体趋势吻合度好,满足工程应用要求,可为后续安装条件下螺旋桨的拉力研究提供参考依据。

关键词：螺旋桨数值仿真拼接网格拉力确定

面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究

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空气动力学学报 2025年第01期43卷 53-60页

作者：付增良张石玉周家检梁彬赵俊波周平孙玮琪张宇航中国航天空气动力技术研究院

面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题，这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求，以面对称高速飞行器模型... 详细信息

面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题，这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求，以面对称高速飞行器模型为研究对象，在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验，设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统，成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯（bank-to-turn, BTT)机动试验，实现了控制特性评估与控制律对比、验证，为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。

关键词：风洞虚拟飞行试验控制特性评估控制律高速飞行器

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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量

空气动力学学报 2025年

作者：王宏伟黄湛张骞李晓辉石伟龙任少洁康国剑中国航天空气动力技术研究院

以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点，准确测量粒子速度场较为困难。针对高速飞行器头部或发动机喉道侵蚀环境模拟对粒子速度场测量的需求，发展建立高温强自发光流动粒子速度场测量技术。引... 详细信息

以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点，准确测量粒子速度场较为困难。针对高速飞行器头部或发动机喉道侵蚀环境模拟对粒子速度场测量的需求，发展建立高温强自发光流动粒子速度场测量技术。引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离，大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光，获得了高速运动情况下的高信噪比粒子图像。针对平均名义粒径为20μm的Al2O3粒子和平均名义粒径为50μm的石墨粒子开展了粒子速度场测量，实测总温从2 150 K到3 570 K，最高实测粒子速度超过1 500 m/s。由于电弧加热器出口流场为自由大气环境，侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界，通过分析对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布，获得射流的边界特性，为粒子侵蚀试验的精细考核提供详细的数据依据。

关键词：强自发光粒子侵蚀电弧加热器速度场测量

基于等离子体激励的两段翼型阵风减缓控制研究

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力学学报 2025年第1期57卷 55-64页

作者：马志明张鑫宋亚航中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室四川绵阳621000

介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低及不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.在延长无人机滞空时间和促进... 详细信息

介质阻挡放电等离子体流动控制技术是基于等离子体激励的主动流动控制技术,具有响应时间短、结构简单、能耗低及不需要额外气源装置等优点,在飞行器增升减阻、抑振降噪和助燃防冰等方面具有广阔的应用前景.在延长无人机滞空时间和促进低空无人机发展的背景下,以GAW-1两段翼型为研究对象,以正弦交流电压激励下的介质阻挡放电等离子体激励器为控制方式,采用数值模拟方法开展了基于介质阻挡放电等离子体激励的1-cos型阵风减缓研究,评估了等离子体控制效果,揭示了等离子体阵风减缓机理.在计算时,将单个非对称布局介质阻挡放电等离子体激励器布置在翼型尾缘处,激励器诱导的准定常射流的方向与来流相反.结果表明:(1)施加等离子体激励后,升力系数的波动量最大减小了51.6%,自下而上型阵风对翼型的影响大幅减缓;(2)等离子体激励能够增大边界层形状因子、延长分离区长度和增加分离区面积;(3)等离子体诱导射流与诱导涡是实现阵风减缓的关键.诱导的逆向射流通过阻碍来流发展、引射下翼面流线加速并向上偏转的方式,减小了上下翼面的压力差,从而降低了升力系数;而诱导涡形成的“虚拟凸起”进一步扩大了分离区面积.研究结果为提升低空无人机气动性能提供了技术支撑.

关键词：流动控制等离子体介质阻挡放电两段翼型无人机

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螺旋桨运输机进气道阻力特性分析

空军工程大学学报 2023年第1期24卷 68-75页

作者：王定奇中国飞行试验研究院动力装置飞行试验技术研究所西安710089

以某型螺旋桨运输机带动力装置飞行试验台为研究对象,建立了三维流场模型,采用CFD进行了网格划分及数值计算。以前期飞行试验数据和发动机热力循环模型计算结果为边界条件,开展了不同飞行马赫数、高度及桨叶角的数值计算。选用桨叶角表... 详细信息

以某型螺旋桨运输机带动力装置飞行试验台为研究对象,建立了三维流场模型,采用CFD进行了网格划分及数值计算。以前期飞行试验数据和发动机热力循环模型计算结果为边界条件,开展了不同飞行马赫数、高度及桨叶角的数值计算。选用桨叶角表征发动机状态,分析了不同飞行高度、马赫数、螺旋滑流对进气道前罩作用力和附加前体力影响的变化规律。计算结果表明:不同高度、桨叶角及马赫数均会改变进气道阻力,在马赫数0.5,高度4 km状态下,桨叶角由40°增大至50°,前罩作用力减小1700 N,附加前体力减小3600 N,而附加前体力系数及前罩作用力系数随飞行高度基本不变。进气道阻力特性研究为后续试飞中确定涡桨发动机外部阻力特性分析提供了数据支持。

关键词：飞行试验台数值计算螺旋桨滑流前罩作用力附加前体力捕获面积比

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空中加油吊舱尾流场计算分析

飞行力学 2018年第5期36卷 16-19页

作者：郝毓雅张志强中国飞行试验研究院动力装置飞行试验技术研究所陕西西安710089

为了得到空中加油吊舱尾后流场的分布特性,采用数值模拟方法对某型吊舱尾流场特性进行了仿真计算,分析了飞行高度和速度对加油吊舱尾流场分布的影响,并对计算结果进行了验证。研究结果表明,高度的变化对流场中速度矢量和涡量分布的影响... 详细信息

为了得到空中加油吊舱尾后流场的分布特性,采用数值模拟方法对某型吊舱尾流场特性进行了仿真计算,分析了飞行高度和速度对加油吊舱尾流场分布的影响,并对计算结果进行了验证。研究结果表明,高度的变化对流场中速度矢量和涡量分布的影响较小,速度的变化对静压速度矢量和涡量的分布影响较大。

关键词：空中加油加油吊舱流场分布计算分析

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用内式六分量应变天平实测导弹挂飞载荷

航空学报 2010年第7期31卷 1403-1409页

作者：郭正旺李昭广王仲燕贾庚仁李俊中国飞行试验研究院飞机飞行试验技术研究所陕西西安710089 空气动力研究所黑龙江哈尔滨150000

本文研究了导弹挂飞载荷的飞行实测技术。研制了两套由导弹模拟壳体和内式六分量应变天平组成的测力系统,在进行多项飞行环境适应性、安全性、测试功能性地面试验后,将其左右对称安装在载机截尖三角形翼下,在国内首次对三挂点、大长细... 详细信息

本文研究了导弹挂飞载荷的飞行实测技术。研制了两套由导弹模拟壳体和内式六分量应变天平组成的测力系统,在进行多项飞行环境适应性、安全性、测试功能性地面试验后,将其左右对称安装在载机截尖三角形翼下,在国内首次对三挂点、大长细比导弹的挂飞载荷进行了飞行实测,试验结果可信可靠。采用与实弹相同的挂装连接方式模拟壳体气动外形和几何尺寸,采用框式双天平一体结构、集中传力、天平校心与测力系统质心重合以及测力系统整体校准等,实现对导弹质心处航向、侧向和法向3个方向上力和力矩的直接测量,测量不确定度小于5%。为导弹挂飞载荷的安全、精准实测提供了一种重要技术途径。

关键词：外挂飞行载荷导弹模拟壳体六分量应变天平载荷校准载荷实测