【摘 要】
：
本文介绍了一种用于脉冲燃烧风洞重模型测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案,脉冲燃烧风洞试验时间短、冲击载荷大,模型重量大,要求天平能够快速响应,设计方案兼顾了刚度和灵敏度,天平静校指标满足要求.试验结果表明,天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好,能够正确反映模型的受力状态,轴向力系数的重复性精度达到了1.6％,天平性能稳定,由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩三个分量上输
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000
论文部分内容阅读
本文介绍了一种用于脉冲燃烧风洞重模型测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案,脉冲燃烧风洞试验时间短、冲击载荷大,模型重量大,要求天平能够快速响应,设计方案兼顾了刚度和灵敏度,天平静校指标满足要求.试验结果表明,天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好,能够正确反映模型的受力状态,轴向力系数的重复性精度达到了1.6％,天平性能稳定,由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩三个分量上输出信号的主频均满足脉冲风洞的测力要求.该天平方案满足模型在脉冲燃烧风洞试验中的测力要求.
其他文献
本文采用基于结构网格的有限体积法求解积分守恒型控制方程,将SLAU2迎风格式应用于对流通量计算,针对前台阶问题、双马赫反射等无粘流动以及高超声速圆柱、进气道内流等粘性流动现象开展数值研究,分析了SLAU2格式在含激波流场数值模拟中的空间分辨率、计算效率和收敛特性,通过与其他格式计算结果的对比,证明SLAU2格式具有数值耗散小,间断分辨率高,数值稳定性好,计算效率高等优点,可推广应用于更为复杂流场的
为解决Ma6.5条件下超燃冲压发动机的点火难题,试验研究了三种不同的点火方式:乙烯自燃、引导氢点火和空气节流点火.试验均在中国空气动力与研究发展中心的脉冲燃烧风洞完成.采用壁面压力测量监控超燃冲压发动机模型的点火细节.在乙烯自燃点火试验中,研究了两个注油位置的影响,但均未点燃.在引导氢点火试验中,研究了三种不同的引导时间长度的影响,尽管氢气能够点燃乙烯,但在氢气关闭后,乙烯火焰不能稳定.空气节流能
随着超燃冲压发动机外形的复杂化,千万量级网格规模的发动机燃烧数值模拟需要很长时间才能完成,这制约了CFD技术为发动机选型提供依据,而多重网格方法能大大加速了流场的收敛速度.首先,简述了多重网格法实现的基本结构,分析了其高效性原理;其次,采用Burrows的二维氢气顺喷实验模型和NASA/Langley研究中心直连式发动机HIFiRE实验模型,通过不同并行规模的计算对比,分析了多重网格方法在求解超燃
气动光学相似准则成为限制气动光学风洞试验研究的重要基础性问题.当前,受到地面实验条件的限制,气动光学效应风洞试验的实验状态很难与实际飞行大气环境完全一致.与此同时,对气动光学效应相似准则还缺乏了解,使得无法通过天地一致性转换,通过地面实验结果得到真实飞行状态下的气动光学效应数据.本文通过设计喷流马赫数为3.05的超声速气膜模型,其混合层对流马赫数达到1.14.基于喷流出口静压与实验舱静压相等的原则
激波与火焰的相互作用过程在自然界(超新星爆炸)和工程实际(超燃冲压、爆炸灾害)中十分常见,研究这种相互作用过程具有重要的意义.从物理过程来看,激波与预混火焰界面的相互作用过程属于反应性Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定现象,其中涉及到的主要时间尺度包括RM不稳定流动时间尺度(τRM)和化学反应时间尺度(τc),这两种时间尺度的变化反映了RM不稳定过程的发展.本文采用高精度计算格式和单
利川Euler方程和氢氧基元反应模型,对球形钝头体在超声速预混氢气/空气中的流动结构进行数值模拟,分析钝头体诱导斜爆轰波中,马赫数以及不同球形直径对于流场的影响,并给出不同马赫数和球形直径下的流场结构.经过钝头体压缩的气体达到白燃温度后,会出现两种流场:马赫数较低时,由于稀疏波的影响,燃烧熄灭,钝头体下游不会出现燃烧情况;而马赫数较高时,燃烧能传到下游.进一步研究发现,当钝头体的尺度较小时,驻点附
目前国内开展的高超声速飞行器地面模拟试验,尤其是较大尺度的高焓试验大部分在燃烧加热风洞中进行.实验中气流温度在喷管的膨胀加速过程中快速降低,可能导致多余的水蒸气发生急剧凝结,这一强非定常过程会带来试验流场参数的改变.为了考察水蒸气的凝结过程,本文设计了一套模拟非定常凝结过程的实验装置,通过机械阀门的调节实现不同的时间尺度,对应不同尺寸风洞中的膨胀过程.搭建了可调谐半导体激光器吸收光谱技术结合压力、
采用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)对超声速流场中气膜冷却喷流流动机理开展了实验研究.实验风洞采用吸气式运行,喷管为二维形面喷管,来流马赫数M∞=3.8,总温300K.试验模型为两个喷流模型,模型主体皆为二维平板,喷流唢嘴皆为二维喷嘴,且出口距平板前缘皆为70mm,区别在于两者分别以切向和斜向30°夹角喷向主流流场.切向喷流喷管马赫数为2.5,缝高3mm;30°斜向喷流喷管为二维槽缝,逢
脉冲型风洞在高超声速技术研究中占据了重要的地位,经过几十年的技术积累,无论是设备设计方法,还是试验技术均取得了长足发展.随着飞行器研制需求的增加,急需要求脉冲型风洞向低Ma数段扩展.因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大Ma数运行范围,实现不同Ma数下的尺寸匹配成为研究重点.以此为研究出发点,作者提出了一种双喷管的结构形式,详细分析了该类喷管的工作模态,在此基础上给出了满足脉冲型风洞用双喷管正常
为了探寻高超声速进气道出口快速撤锥过程对自身因尾部堵锥节流所引起的不起动流态的影响,对二元高超声速进气道尾部撤锥过程开展了非定常的数值仿真方法研究.对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异.研究表明,即使来流马赫数低于进气道的自起动马赫数,在合适的喘振时机处进行快速撤锥,进气道也可以建立起动流态.