辛亚楠
- 作品数：6 被引量：16H指数：2
- 供职机构：中国航空工业空气动力研究院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术被引量：4
- 2017年
- 随着高马赫数飞行器研制需求的增加,急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展,特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备,由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点,已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用,体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状,重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术,包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。
- 高亮杰钱战森钱战森辛亚楠
- 上游静子尾迹对紧凑型中介机匣气动性能影响研究
- 为了揭示上游复杂流动环境对大径向落差长度比紧凑型中介机匣气动性能的影响,采用全三维数值模拟方法对落差长度比ΔR/L=0.5的中介机匣在有无上游静子尾迹影响下的流动与损失特征进行了研究。结果表明上游静子尾迹会在中介机匣通道...
- 辛亚楠李家军韩阳钱战森
- 文献传递
- 组合式高焓风洞大口径膜片破裂过程数值分析
- 2024年
- 激波风洞中的膜片破裂过程影响风洞流场的建立及品质,对于膜片破裂过程的研究也是脉冲型设备设计的关键。FL-63风洞是一座面向马赫数3.0~10.0宽速域气动热研究的脉冲型组合式高焓风洞。根据FL-63风洞在激波模式下管径粗和路德维希(Ludwieg)管模式下温度高的特性,风洞中使用的膜片为大口径且在部分运行条件下处于高温环境。本文针对高压段和低压段间的第一道膜片,研究了其在常温和高温条件下的破裂情况,给出了膜片破裂过程的三维显示,比较了膜片在不同几何参数、不同压比和不同温度下的破裂效果。研究结果表明,刻痕深度和温度是影响膜片破裂和耐压能力的主要因素,选择厚度为2mm、刻槽深度为1.2mm的膜片能够满足风洞运行的需求,且高温膜片比常温膜片的破裂时间要短。
- 李甜甜高亮杰刘中臣辛亚楠钱战森
- 组合式宽马赫数风洞设计与流场特性
- 2024年
- 脉冲型风洞是开展高超声速飞行器研制和气动热力学研究的重要试验设备。本文基于激波风洞和Ludwieg管风洞组合运行原理,突破了高温管外静态加热技术、高温高压气体隔离技术、大口径高温膜片设计技术等系列关键技术,设计建设了FL-63脉冲型组合式宽马赫数风洞,设计马赫数范围3.0~10.0,采用双模式组合运行模式,中低马赫数段(Ma 3.0~4.5)采用Ludwieg管风洞运行模式,最高温度可达900K,可复现飞行高度的总焓和总压,有效运行时间大于150ms;高马赫数段(Ma5.0~10.0)采用激波风洞运行模式,有效运行时间大于20ms,最高驱动压力30MPa。本文通过运行方式的灵活组合,兼顾了低马赫数和高马赫数来流的不同模拟需求,实现了宽马赫数范围的试验能力。
- 刘中臣高亮杰汪球汪球辛亚楠赵伟
- 关键词：激波风洞气动热
- 航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展
- 2022年
- 航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果。风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0~8.0;总压范围0.1~8.0 MPa;总温范围300~900 K;单位雷诺数范围3.3×10^(6)~4.6×10^(7)m^(–1);有效运行时间不小于30 s。FL-64风洞与航空工业亚跨超三声速风洞(FL-60)可形成高低马赫数搭配,涵盖马赫数0.3~8.0的宽速域高超声速飞行器试验需求,特别是马赫数4.0的总焓模拟能力可与真实飞行条件匹配,为我国高马赫数飞行器研制提供有效的气动试验平台。
- 高亮杰辛亚楠辛亚楠李强钱战森
- 关键词：高超声速气动力试验风洞设计流场校测
- 大径向落差长度比中介机匣气动特性研究被引量：12
- 2017年
- 为了进一步揭示大径向落差长度比中介机匣的气动特性,采用全三维数值模拟方法对径向落差长度比ΔR/L=0.5的中介机匣的流动与损失特征进行了研究。结果表明大径向落差长度比中介机匣通道内轮毂面存在较大的逆压梯度,支板-轮毂角区容易发生流动分离,加之附面层迁移等复杂流动的影响,导致中介机匣的总压损失较大为3.8%,轮毂25%流量层,主流50%流量层及机匣25%流量层的总压损失分别为2.7%、1.9%和11.7%。进一步的研究发现中介机匣流场对马赫数和支板厚度弦长比的变化较为敏感,特别是轮毂面附近的总压损失会随马赫数和支板厚度弦长比的增大显著增加,马赫数从0.25增大到0.48时,轮毂面总压损失相对增大52%;支板厚度弦长比从0.16增加到0.27时,轮毂面总压损失相对增大93%。
- 辛亚楠李家军韩阳赵勇
- 关键词：数值模拟总压损失涡量
