高超声速再入飞行器气动特性的快速预示——局部方法的推广应用

本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不同锥角、不同钝度比及不同外形弹头型再入飞行器的气动力和力矩系数,其结果与无粘数值解及实验结果作了比较,在攻角2°～14°范围内吻合得很好。局部方法可用于弹头型高超声速再入飞行器气动特性的快速预示

激波管风洞中锥模型静、动稳定性导数的测量

利用激波管风洞来开展高超声速气动力学的实验研究,国内外都已进行了大量的工作。但是由于它的工作时间极短,给测试技术带来一定的困难,所以对于飞行器的稳定性研究却只限于静稳定性方面。事实上,飞行器再人大气层后的振动运动形态直接关系到气动载荷和气动加热情况,因而动稳定特性的研究同样是一个令人十分关心的问题。

高超声速稀薄气流中球阻力系数的一种简单公式

本文提出了以粘性参数K=M_∞/√Re_D为变量的球阻系数的简单关系式。它适用于高超声速稀薄气流的情况,在Re_D=5×10~2～10~5;M_∞=8～25的范围中与实验数据吻合。此外,按此式计算的球阻系数而得到的标定球的动压值与由皮托压力测定所得结果一致

非平面模型自由飞运动及气动参数辨识的数值模拟研究

通过模型非平面自由飞数值模拟和气动参数辨识研究在忽略非平面运动效应情况下参数辨识的可靠性和精度。分别考了轴对称细长体和飞机型两种不同的外形。在有偏航和滚转运动的情况下，仅从记录的俯爷平面的投影角用平面自由飞辨识方法来得到它们的气动阻尼参数。结果表明对飞机型外形气动力结果可产生极大的偏离，而对轴对称体，只要偏航角不太大则无明显影响

一种轻模型转动惯量测定仪

转动惯量是物体的一种物理属性。如同质量与线性运动加速度的关系一样,它是物体对角运动加速度的惯性的一种度量。因此,无论从已知外力、外力矩来确定物体运动,或是由物体的运动规律来求得施于它们的外力时,都必须确切知道该物体的转动惯量。在空气动力

二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以０．１ｍｍ细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上，然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片，从而获得模型在高超声速（Ｍ＿∞＝９．９）流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果

在高超声速脉冲型风洞中测量静、动稳定性导数的模型自由飞方法

再入弹头落地时的动导数,以及有升力面的再入飞行器在高超声速情况下的动稳定特性,是高超声速飞行器设计师们所关心的问题之一。而研究这一课题的必要途径之一,则是地面模拟试验。 一般来说,动稳定性的地面模拟试验方法基本上可分为两大类:一类是模型有约束的;另一类则是模型自由飞。由于支承干扰往往产生难以完全排除的明显影响,模型

利用激波风洞设备进行塞式喷管流动的模拟实验

本文详细叙述利用力学所JF-8A激波风洞设备改造后,进行的塞式喷管流动的模拟实验。对20%和35%两种截短长度的喷管在压比7-400范围中进行了喷管壁面及底部的压力分布测量。纹影流动显示也给出了流场分析的直接的物理图象。实验证实了塞式喷管的高度补偿特性。实验还考察了有无侧板及底部二次流的影响,实验给出的压力分布与数值模拟计算吻合较好,说明所发展的程序切实可用

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JF-4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对10~。尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。实验结果表明，脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10~。尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道靶试验相当