公共文化服务平台

关于大飞机跨声速气动力试验研究若干问题的探讨: 大飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制必须解决高升阻比布局、推进系统/机体一体化设计、气动弹性特性及动稳定性预测等关键的跨声速关键气动力问题,建立我国自主的大飞机跨声速风洞试验能力体系、试验技术体...; 范召林徐来武赵协和林俊; 关键词：大飞机超临界机翼风洞试验跨声速气动力; 文献传递

民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究被引量：2: 2021年; 为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法,对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进,并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究,获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388~0.86的外部阻力,通过数值仿真与试验结果对比,验证了试验方案的可行性。结果表明,经过改进的试验方案的攻角适用范围由原方案的0°扩展致0°~4°,外部阻力随马赫数及流量系数的试验数据变化规律良好,试验结果与仿真结果吻合,试验方案适用于民用大涵道比航空涡扇发动机短舱外部阻力测量。; 章欣涛冯丽娟王维熊能林俊; 关键词：短舱风洞试验数值仿真

××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究被引量：2: 2001年; 在M =1 .2～ 3.0 ,α =8°～ 30° , =0°、- 45°的范围内 ,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究。结果表明 :在试验条件下 ,翼面压力分布具有锥型流的特征 ;M≥ 2 .0时 ,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值 ,且M数越高越接近 ;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响 ;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响 ,在相同α下 ,随M数增加 ,弹翼迎风面压力系数在 =- 45°时的某些区域逐渐增大。; 李熙佩林俊; 关键词：风洞试验导弹研制导弹翼面特性试验

TPS空气桥系统与半模天平研制: 空气桥和半模天平是TPS高速风洞试验的动力供给和模型支撑装置,是TPS风洞试验测量系统的核心。空气桥和半模天平的刚度匹配是研制的重点和难点,其性能直接影响试验模型气动力和TPS推力测量的精度和准度。针对空气桥和半模天平的...; 王超彭云程松林俊; 关键词：空气桥风洞试验; 文献传递

超声速大迎角条件下小展弦比薄弹翼压力分布特性试验研究: 本文介绍了在气动中心高速所1.2米×1.2米风洞中进行的小展弦比薄弹翼压力分布特性试验研究的简要情况和典型试验结果,试验的马赫数范围为1.2～3.0,迎角为8°～30°,弹体滚转角为0°、-45°。结果表明:在试验条件下...; 李熙佩林俊; 关键词：超声速大迎角风洞试验; 文献传递

热线探针对数校准方法研究及改进被引量：1: 2017年; 开展了可压缩流体中热线探针校准方法的研究,以满足其在各种速度测量场合的使用需求。研究了对数校准数学模型,发现校准系数求解过程中存在矩阵奇异性过强的问题,导致在速度小扰动条件下方程求解稳定性差。对对数校准数学模型进行了参数无量纲化及添加正向偏置的改进,建立了无量纲化对数校准数学模型。在马赫数为0.3~0.5,引射压力为150~300 k Pa范围内进行了校准实验,利用对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.997 61,拟合速度平均偏差为1.378 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为1.595×108,矩阵奇异性过强,加入速度小扰动(1 m/s)后,拟合优度为0.379 74,拟合速度平均偏差为43.81 m/s,方程求解稳定性差。利用无量纲化对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.998 95,拟合速度平均偏差为1.203 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为3.655×102,且无量纲化方法不受速度小扰动影响。对流体速度进行不确定度分析,速度平均不确定度为3.168 m/s,无量纲化拟合速度平均偏差明显小于速度平均不确定度。实验结果证明了无量纲化对数校准数学模型应用于可压缩流体热线探针校准的可行性。; 杜钰锋林俊马护生熊能; 关键词：可压缩流体校准数学模型不确定度

天平与波纹管系统结构设计与有限元分析被引量：4: 2013年; 为满足某飞机后机身风洞试验需求,研制了一种用金属波纹管密封测力天平的新型测力装置。利用密封原理,该装置的波纹管结构能有效地隔断风洞流场压力波动,使其内腔压力平衡,确保天平精确测量作用在飞机后机身上的气动载荷。通过对天平与波纹管系统进行合理的结构设计,以及应用有限元方法进行详尽的静态和动态力学分析,该装置得到了较为理想的设计结果。天平地面校准和风洞试验结果表明,波纹管密封效果好,对天平测力干扰小,达到了预期的试验要求。; 王超王超林俊殷国富郭旦平郭旦平; 关键词：风洞试验应变天平波纹管有限元分析

高速风洞带动力模拟试验TPS短舱唇口设计被引量：6: 2013年; 利用计算流体动力学(CFD)技术分析了进气道质量流量差异对外表面压力系数分布的影响,并通过对发动机进气道唇口的反设计优化,使涡轮动力模拟器(TPS)试验时的外表面压力分布与真实质量流量下的压力分布基本一致.通过对发动机唇口修正,可提高2.4m跨声速风洞高速带动力模拟风洞试验的准度.; 陶洋刘光远张兆郭旦平林俊熊能; 关键词：涡轮动力模拟器发动机进气道

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究被引量：13: 2012年; 对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。; 熊能林俊贺中郭旦平; 关键词：大飞机风洞试验

2.4米跨声速风洞带涡轮动力模拟器实验技术研究: 带涡轮动力模拟器(TPS)验是一种先进的进/排气一体化动力模拟实验技术。本文介绍了2.4米跨声速风洞带涡轮动力模拟器实验技术研究情况。结果表明,整个实验系统运行稳定,工作可靠,设计成功;空气桥系统对天平测值的干扰小于0....; 郭旦平林俊彭云芮伟周洪程松陶洋; 关键词：跨声速风洞涡轮动力模拟器测控系统空气桥; 文献传递

渝B2-20050021-1　渝公网安备 50019002500403号　违法和不良信息举报中心　互联网出版许可证　新出网证(渝)字10号

林俊