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高速风洞模型自由飞试验技术
被引量:
7
1
作者
蒋增辉
宋威
鲁伟
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期680-686,692,共8页
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由...
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。
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关键词
风洞模型
自由飞试验
多体分离风洞
自由飞试验
高速风洞投放模型
试验
动稳定性
多体分离
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职称材料
多体分离风洞自由飞试验
被引量:
11
2
作者
蒋增辉
宋威
+1 位作者
贾区耀
陈农
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第5期581-586,共6页
根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描...
根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。
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关键词
多体分离
风洞
自由飞试验
级间分离
子母弹抛撒
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职称材料
非旋转钝锥高超声速双平面拍摄风洞自由飞试验
被引量:
6
3
作者
蒋增辉
宋威
陈农
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2015年第3期406-413,共8页
在高超声速下(6马赫)开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究.试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值....
在高超声速下(6马赫)开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究.试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值.模型角运动虽均处于小于10°的小攻角和小侧滑角状态,但阻尼力矩项呈现较为明显的非线性,而静力矩项的非线性较弱,近似为线性.5组实验中,有1组模型的角运动可能趋于极限平面运动或者是攻角幅值较小的极限圆锥运动,另外4组试验模型角运动显示出了趋于极限圆锥运动的趋势.尾端盖对模型的角运动影响不明显,而尾部对称布置的片条状凸起物对整个角运动幅值变化的稳定性存在明显影响,有凸起物的两组模型角运动幅值波动明显较小.
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关键词
风洞
自由飞试验
双平面拍摄
极限圆锥运动
极限平面运动
高超声速
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职称材料
细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验
被引量:
5
4
作者
宋威
蒋增辉
贾区耀
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2016年第6期1301-1307,共7页
通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行...
通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律,并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比. 试验马赫数Ma = 5:0,通过改变风洞前室总压P0 实现两个雷诺数的模拟,以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10^6 和1.68×10^6. 结果表明:当自由流雷诺数Re = 0:84 ×10^6 时,人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩,有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致,动稳定导数大于零;当自由流雷诺数Re = 1.68 × 10^6 时,人工绊线促使边界层发生固定转捩,细长锥的动稳定导数小于零,细长锥自由飞行动稳定.
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关键词
细长锥
边界层绊线转捩
风洞
自由飞试验
动稳定导数
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职称材料
旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验
被引量:
8
5
作者
蒋增辉
陈农
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2013年第5期777-781,共5页
在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录...
在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录,实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据,对双平面数据辨识方法进行了研究,进而获得了模型的静、动导数系数,给出了判断模型运动稳定性的判据.
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关键词
双平面拍摄
风洞
自由飞试验
锥形运动
三周期拟合
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职称材料
串联飞行器级间分离风洞自由飞试验
被引量:
4
6
作者
宋威
蒋增辉
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期687-692,共6页
针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法,很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程,且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性...
针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法,很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程,且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。在试验马赫数Ma=2.5,侧滑角β=0°条件下,通过改变初始分离迎角α(0°、5°),研究了分离迎角α对主级与助推级分离后级间相对位置的影响规律。结果表明:初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数,当初始分离迎角α=5°时,主级与助推级分离后级间相对位置变化较α=0°迅速,适当增加初始分离迎角α更有利于飞行器的级间分离;助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后的级间相对位置影响较小,这表明超声速串联布局飞行器在大气层内级间分离的运动特性由主级与助推级所受的气动力主导。
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关键词
串联
飞
行器
级间分离
风洞
自由飞试验
残余推力
刀始分离迎角
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职称材料
高超声速脉冲风洞模型自由飞试验技术
被引量:
4
7
作者
苑朝凯
孙英英
姜宗林
《气体物理》
2016年第2期55-63,共9页
风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程,再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性.由于没有支撑系统的干扰,该试验能够较真实地模拟飞行状态,在飞行器静/动稳定特性研究中具有独特的优势.文章在JF-8A高超声速脉...
风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程,再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性.由于没有支撑系统的干扰,该试验能够较真实地模拟飞行状态,在飞行器静/动稳定特性研究中具有独特的优势.文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验,并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压,对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究.
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关键词
高超声速
脉冲风洞
自由飞试验
动稳定性
尖锥
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职称材料
飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案构想中几个问题的分析
被引量:
5
8
作者
许光明
旷天金
欧阳凯
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990年第2期7-13,共7页
本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问...
本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问题。本文所作的各种分析和提出的原则对各种模型自由飞失速/螺旋试验研究具有普遍意义。
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关键词
失速
螺旋
模型
自由飞试验
飞
机
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职称材料
尾旋模型自由飞试验的尺度效应问题初探
被引量:
1
9
作者
许光明
旷天金
欧阳凯
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990年第3期69-74,共6页
本文论述了研究尾旋模型自由飞试验所出现的尺度效应问题,对建立模型自由飞试验与飞机飞行试验之间相关性有重要意义;分析了尺度效应对模型自由飞失速/尾旋试验的影响;提出了一种考虑模型自由飞失速/尾旋试验尺度效应的工程估算方法。
关键词
自由飞试验
尾旋
尺度效应
雷诺数
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职称材料
无动力模型自由飞试验过程仿真研究
被引量:
1
10
作者
刘朝君
孙颖飞
吴欣龙
《中国科技信息》
2016年第17期88-89,91,共3页
本文针对无动力模型自由飞试验仅依靠操纵手经验操纵时,试验效率较低,安全性较差等问题,提出利用程序对某无动力模型自由飞试验的过程进行预先仿真的观点。在无动力模型自由飞试验或领域起到模型与载机分离安全、模型控制精准、提高试...
本文针对无动力模型自由飞试验仅依靠操纵手经验操纵时,试验效率较低,安全性较差等问题,提出利用程序对某无动力模型自由飞试验的过程进行预先仿真的观点。在无动力模型自由飞试验或领域起到模型与载机分离安全、模型控制精准、提高试验效率的作用。如付诸现实将产生较高的经济效益。
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关键词
模型
自由飞试验
无动力
过程仿真
模型控制
失速速度
尾旋
试验
效率
飞
行
试验
控制律
留空时间
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职称材料
光测在模型自由飞试验中的应用
11
作者
张兴国
李靖
贾浩正
《测控技术》
CSCD
北大核心
2009年第3期78-80,84,共4页
主要讨论了采用光测设备测量模型自由飞的轨迹问题。针对模型自由飞的特点,综合利用两台小型激光电视测量系统(OKA)、GPS、全站仪(TCRA1101)等现有设备,设计了安全、可靠的模型自由飞跟踪、测量方案;利用方向余弦交会算法,对测量的模型...
主要讨论了采用光测设备测量模型自由飞的轨迹问题。针对模型自由飞的特点,综合利用两台小型激光电视测量系统(OKA)、GPS、全站仪(TCRA1101)等现有设备,设计了安全、可靠的模型自由飞跟踪、测量方案;利用方向余弦交会算法,对测量的模型自由飞数据进行处理,并采用两种不同的方法进行了测量精度检查,结果表明测试精度满足测试要求。
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关键词
模型
自由飞试验
全站仪检校
GPS
交会测量
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职称材料
尾族自由飞试验模型的设计问题
12
作者
许光明
旷天金
《气动实验与测量控制》
CSCD
1995年第4期8-13,共6页
本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要...
本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。
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关键词
尾旋
模型
自由飞试验
模型设计
动力相似
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职称材料
模型自由飞试验的可靠性问题初探
13
作者
许光明
《气动实验与测量控制》
CSCD
1994年第4期17-22,共6页
在飞行器气动力汽动热的各种研究方法中,由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大──摸型直接在自由大气中飞行,因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义;强调指出研究模型自...
在飞行器气动力汽动热的各种研究方法中,由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大──摸型直接在自由大气中飞行,因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义;强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性;较为详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的17个主要因素──在制定模型自由飞试验研究的总体方案/各分系统方案,以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中,它们都是不容忽视的重要技术环节。
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关键词
模型
自由飞试验
可靠性
空气动力学
系统工程
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职称材料
常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用
14
作者
何超
谢飞
+1 位作者
许晓斌
陈磊
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2021年第5期121-127,共7页
自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验(试验马赫...
自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验(试验马赫数6.0)。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。
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关键词
高超声速风洞
自由飞试验
发射装置
发射压力
发射速度
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职称材料
模型自由飞试验研究的回顾与现状
被引量:
4
15
作者
许光明
《航空史研究》
1995年第2期2-10,共9页
本文通过回顾早年航空发展史的几个重要片断,阐明了模型自由飞这种试验研究方法,在促进人类第一个带动力的重于空气航空器问世所起的作用.并从11个方面,对当今的模型自由飞试验研究之模式——升空/ 推进/ 测量/ 控制/ 回收、模拟能力、...
本文通过回顾早年航空发展史的几个重要片断,阐明了模型自由飞这种试验研究方法,在促进人类第一个带动力的重于空气航空器问世所起的作用.并从11个方面,对当今的模型自由飞试验研究之模式——升空/ 推进/ 测量/ 控制/ 回收、模拟能力、研究内容作了——描绘.
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关键词
模型
自由飞试验
试验
研究
发动机
模拟
试验
滑翔
飞
行
空气动力
试验
模型
真实
飞
行器
自由
飞
模型
飞
机模型
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职称材料
歼七改型飞机自由飞试验设计
被引量:
1
16
作者
李永富
《航空与航天》
1999年第3期1-4,共4页
设计歼七改型飞机模型自由飞试验,必须会遇到总体方案、飞行试验空间、试验设备、尾旋特性参数等重要问题。
关键词
失速/尾旋
自由飞试验
歼7
改型
飞
机
歼击机
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职称材料
电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究
被引量:
10
17
作者
刘尚民
赵磊
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2012年第1期83-86,共4页
以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究。主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性。
关键词
飞
控系统
模型
自由飞试验
控制律
原文传递
失速/尾旋模型自由飞试验中关键参数的确定方法研究
被引量:
1
18
作者
郑浩
孙健
刘朝君
《江苏航空》
2013年第3期28-30,共3页
由于模型自由飞试验能够模拟飞机失速/尾旋/改出的整个动态过程,因此在飞机的大迎角/失速/尾旋研究中具有无可比拟的优势。与全尺寸飞机的飞行试验相比,模型自由飞试验具有风险小、成本低、试验周期短等优点,是现阶段我国开展飞机大迎角...
由于模型自由飞试验能够模拟飞机失速/尾旋/改出的整个动态过程,因此在飞机的大迎角/失速/尾旋研究中具有无可比拟的优势。与全尺寸飞机的飞行试验相比,模型自由飞试验具有风险小、成本低、试验周期短等优点,是现阶段我国开展飞机大迎角/失速/尾旋研究的一个重要手段。但是也必须看到,模型自由飞试验是一个系统工程,其涉及面广、技术环节多,而且有些环节相互影响、相互制约,需要反复协调才能最后确定。在设计试验总体方案时,必须遵循以下几个原则:(1)自由飞模型与所要模拟的飞机除了要求几何外形相似外,还必须遵循"动力相似"准则。
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关键词
模型
自由飞试验
尾旋
飞
行
试验
动力相似
迎角
几何外形
模型设计
试验
周期
键参数
试验
模型
原文传递
小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究
19
作者
张甲奇
粟建波
+1 位作者
王士飞
邱宇豪
《航空工程进展》
CSCD
2020年第6期836-842,共7页
在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原...
在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。
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关键词
缩比模型
自由飞试验
失速特性
失速条
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职称材料
模型自由飞试验研究技术
20
作者
于志丹
刘柱
《国际航空》
北大核心
1989年第6期17-18,共2页
关键词
自由飞试验
模型机
飞
行
试验
原文传递
题名
高速风洞模型自由飞试验技术
被引量:
7
1
作者
蒋增辉
宋威
鲁伟
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期680-686,692,共8页
文摘
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。
关键词
风洞模型
自由飞试验
多体分离风洞
自由飞试验
高速风洞投放模型
试验
动稳定性
多体分离
Keywords
wind tunnel free- f light te s t
multi-bodies separation wind tunnhigh-speed wind tunnel drop-model test
dynamic s tability
multi-bodies separation
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
多体分离风洞自由飞试验
被引量:
11
2
作者
蒋增辉
宋威
贾区耀
陈农
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第5期581-586,共6页
基金
国家自然科学基金(11202200)
文摘
根据作者多年从事多体分离风洞自由飞试验的经验,对多体分离风洞自由飞试验技术的原理及特点、相似准则、试验装置等技术要点作了介绍,并根据技术特点及应用领域的不同对其进行了分类,对不同类型多体分离风洞自由飞试验的特点作了详细描述,并给出了不同类型实例的试验图像及分离体飞行轨迹曲线。
关键词
多体分离
风洞
自由飞试验
级间分离
子母弹抛撒
Keywords
multi-bodies separation
wind tunnel free-flight test
stage separation
submuni-tion disperse
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
非旋转钝锥高超声速双平面拍摄风洞自由飞试验
被引量:
6
3
作者
蒋增辉
宋威
陈农
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2015年第3期406-413,共8页
基金
国家自然科学基金资助项目(11202200)~~
文摘
在高超声速下(6马赫)开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究.试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值.模型角运动虽均处于小于10°的小攻角和小侧滑角状态,但阻尼力矩项呈现较为明显的非线性,而静力矩项的非线性较弱,近似为线性.5组实验中,有1组模型的角运动可能趋于极限平面运动或者是攻角幅值较小的极限圆锥运动,另外4组试验模型角运动显示出了趋于极限圆锥运动的趋势.尾端盖对模型的角运动影响不明显,而尾部对称布置的片条状凸起物对整个角运动幅值变化的稳定性存在明显影响,有凸起物的两组模型角运动幅值波动明显较小.
关键词
风洞
自由飞试验
双平面拍摄
极限圆锥运动
极限平面运动
高超声速
Keywords
wind tunnel free-flight test
biplanar optical system
limit coning motion
limit planar motion
hypersonic
分类号
V211.74 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验
被引量:
5
4
作者
宋威
蒋增辉
贾区耀
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2016年第6期1301-1307,共7页
基金
国家自然科学基金资助项目(11202200)
文摘
通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律,并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比. 试验马赫数Ma = 5:0,通过改变风洞前室总压P0 实现两个雷诺数的模拟,以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10^6 和1.68×10^6. 结果表明:当自由流雷诺数Re = 0:84 ×10^6 时,人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩,有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致,动稳定导数大于零;当自由流雷诺数Re = 1.68 × 10^6 时,人工绊线促使边界层发生固定转捩,细长锥的动稳定导数小于零,细长锥自由飞行动稳定.
关键词
细长锥
边界层绊线转捩
风洞
自由飞试验
动稳定导数
Keywords
slender cone
boundary layer transition
wind-tunnel free-flight test
dynamic stability coefficient
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验
被引量:
8
5
作者
蒋增辉
陈农
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2013年第5期777-781,共5页
基金
国家自然科学基金资助项目(11202200)~~
文摘
在高超声速风洞中开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对高超声速下(6马赫)旋转钝锥的动稳定特性进行了研究.采用两光路垂直正交的双平面拍摄光路系统,实现了对风洞中自由飞行的旋转钝锥在水平和垂直2个平面内飞行姿态的直接同步拍摄和记录,实现对模型锥形运动在2个平面的直观观察和深入研究.利用双平面同步拍摄的试验数据,对双平面数据辨识方法进行了研究,进而获得了模型的静、动导数系数,给出了判断模型运动稳定性的判据.
关键词
双平面拍摄
风洞
自由飞试验
锥形运动
三周期拟合
Keywords
biplanar optical system, wind tunnel free-flight test, coning motion, tricyclic method
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
串联飞行器级间分离风洞自由飞试验
被引量:
4
6
作者
宋威
蒋增辉
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期687-692,共6页
文摘
针对超声速串联布局飞行器在稠密大气层内主级与助推级级间分离的运动特性问题,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验方法,很好地复现助推级和主级分离的动态运动过程,且创新地模拟助推级发动机带有残余推力对主级与助推级分离特性的影响规律。在试验马赫数Ma=2.5,侧滑角β=0°条件下,通过改变初始分离迎角α(0°、5°),研究了分离迎角α对主级与助推级分离后级间相对位置的影响规律。结果表明:初始分离迎角α是影响主级与助推级分离相对位置的关键参数,当初始分离迎角α=5°时,主级与助推级分离后级间相对位置变化较α=0°迅速,适当增加初始分离迎角α更有利于飞行器的级间分离;助推级有/无发动机残余推力对主级与助推级分离后的级间相对位置影响较小,这表明超声速串联布局飞行器在大气层内级间分离的运动特性由主级与助推级所受的气动力主导。
关键词
串联
飞
行器
级间分离
风洞
自由飞试验
残余推力
刀始分离迎角
Keywords
tandem layout vehicle
stage separation
wind-tunnel free - flight test
residual thrust
initial separate angle of attack
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V212.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高超声速脉冲风洞模型自由飞试验技术
被引量:
4
7
作者
苑朝凯
孙英英
姜宗林
机构
中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室
出处
《气体物理》
2016年第2期55-63,共9页
文摘
风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程,再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性.由于没有支撑系统的干扰,该试验能够较真实地模拟飞行状态,在飞行器静/动稳定特性研究中具有独特的优势.文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验,并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压,对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究.
关键词
高超声速
脉冲风洞
自由飞试验
动稳定性
尖锥
Keywords
hypersonic
impulse wind tunnel
free flight test
dynamic stability
cone
分类号
V211.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案构想中几个问题的分析
被引量:
5
8
作者
许光明
旷天金
欧阳凯
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990年第2期7-13,共7页
文摘
本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问题。本文所作的各种分析和提出的原则对各种模型自由飞失速/螺旋试验研究具有普遍意义。
关键词
失速
螺旋
模型
自由飞试验
飞
机
Keywords
stall/spin model free flight test
model scale
characteristic altitude of aircraft entering a spin
altitude of dropping model
model mass
分类号
V217.33 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
尾旋模型自由飞试验的尺度效应问题初探
被引量:
1
9
作者
许光明
旷天金
欧阳凯
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990年第3期69-74,共6页
文摘
本文论述了研究尾旋模型自由飞试验所出现的尺度效应问题,对建立模型自由飞试验与飞机飞行试验之间相关性有重要意义;分析了尺度效应对模型自由飞失速/尾旋试验的影响;提出了一种考虑模型自由飞失速/尾旋试验尺度效应的工程估算方法。
关键词
自由飞试验
尾旋
尺度效应
雷诺数
Keywords
model free flight
scale effect
Reynolds number
maximun lift coefficient
分类号
V212.121 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
无动力模型自由飞试验过程仿真研究
被引量:
1
10
作者
刘朝君
孙颖飞
吴欣龙
机构
中国飞行试验研究院
出处
《中国科技信息》
2016年第17期88-89,91,共3页
文摘
本文针对无动力模型自由飞试验仅依靠操纵手经验操纵时,试验效率较低,安全性较差等问题,提出利用程序对某无动力模型自由飞试验的过程进行预先仿真的观点。在无动力模型自由飞试验或领域起到模型与载机分离安全、模型控制精准、提高试验效率的作用。如付诸现实将产生较高的经济效益。
关键词
模型
自由飞试验
无动力
过程仿真
模型控制
失速速度
尾旋
试验
效率
飞
行
试验
控制律
留空时间
分类号
V217 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
光测在模型自由飞试验中的应用
11
作者
张兴国
李靖
贾浩正
机构
中国飞行试验研究院
出处
《测控技术》
CSCD
北大核心
2009年第3期78-80,84,共4页
文摘
主要讨论了采用光测设备测量模型自由飞的轨迹问题。针对模型自由飞的特点,综合利用两台小型激光电视测量系统(OKA)、GPS、全站仪(TCRA1101)等现有设备,设计了安全、可靠的模型自由飞跟踪、测量方案;利用方向余弦交会算法,对测量的模型自由飞数据进行处理,并采用两种不同的方法进行了测量精度检查,结果表明测试精度满足测试要求。
关键词
模型
自由飞试验
全站仪检校
GPS
交会测量
Keywords
model free flight test
TCRA1101 calibration
GPS
intersection measurement
分类号
V217 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
尾族自由飞试验模型的设计问题
12
作者
许光明
旷天金
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1995年第4期8-13,共6页
文摘
本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。
关键词
尾旋
模型
自由飞试验
模型设计
动力相似
Keywords
spin
free-flight
test of model model
design dynamic similarital
分类号
V211.749 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.78 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
模型自由飞试验的可靠性问题初探
13
作者
许光明
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《气动实验与测量控制》
CSCD
1994年第4期17-22,共6页
文摘
在飞行器气动力汽动热的各种研究方法中,由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大──摸型直接在自由大气中飞行,因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义;强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性;较为详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的17个主要因素──在制定模型自由飞试验研究的总体方案/各分系统方案,以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中,它们都是不容忽视的重要技术环节。
关键词
模型
自由飞试验
可靠性
空气动力学
系统工程
Keywords
model free-flight test reliability aerodynamics systems engineering safety economic benefit
分类号
V417.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用
14
作者
何超
谢飞
许晓斌
陈磊
机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2021年第5期121-127,共7页
文摘
自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验(试验马赫数6.0)。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。
关键词
高超声速风洞
自由飞试验
发射装置
发射压力
发射速度
Keywords
hypersonic wind tunnel
free-flight test
launch device
launch pressure
launch velocity
分类号
V211.73 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V216.8 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
模型自由飞试验研究的回顾与现状
被引量:
4
15
作者
许光明
机构
四川省安县
出处
《航空史研究》
1995年第2期2-10,共9页
文摘
本文通过回顾早年航空发展史的几个重要片断,阐明了模型自由飞这种试验研究方法,在促进人类第一个带动力的重于空气航空器问世所起的作用.并从11个方面,对当今的模型自由飞试验研究之模式——升空/ 推进/ 测量/ 控制/ 回收、模拟能力、研究内容作了——描绘.
关键词
模型
自由飞试验
试验
研究
发动机
模拟
试验
滑翔
飞
行
空气动力
试验
模型
真实
飞
行器
自由
飞
模型
飞
机模型
分类号
V2-09 [航空宇航科学技术]
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职称材料
题名
歼七改型飞机自由飞试验设计
被引量:
1
16
作者
李永富
出处
《航空与航天》
1999年第3期1-4,共4页
文摘
设计歼七改型飞机模型自由飞试验,必须会遇到总体方案、飞行试验空间、试验设备、尾旋特性参数等重要问题。
关键词
失速/尾旋
自由飞试验
歼7
改型
飞
机
歼击机
分类号
V271.41 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
V217.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究
被引量:
10
17
作者
刘尚民
赵磊
机构
中国飞行试验研究院飞机所
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2012年第1期83-86,共4页
文摘
以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究。主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性。
关键词
飞
控系统
模型
自由飞试验
控制律
Keywords
flight control system
drop model test
control law
分类号
V217 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
失速/尾旋模型自由飞试验中关键参数的确定方法研究
被引量:
1
18
作者
郑浩
孙健
刘朝君
机构
中国飞行试验研究院飞机所
出处
《江苏航空》
2013年第3期28-30,共3页
文摘
由于模型自由飞试验能够模拟飞机失速/尾旋/改出的整个动态过程,因此在飞机的大迎角/失速/尾旋研究中具有无可比拟的优势。与全尺寸飞机的飞行试验相比,模型自由飞试验具有风险小、成本低、试验周期短等优点,是现阶段我国开展飞机大迎角/失速/尾旋研究的一个重要手段。但是也必须看到,模型自由飞试验是一个系统工程,其涉及面广、技术环节多,而且有些环节相互影响、相互制约,需要反复协调才能最后确定。在设计试验总体方案时,必须遵循以下几个原则:(1)自由飞模型与所要模拟的飞机除了要求几何外形相似外,还必须遵循"动力相似"准则。
关键词
模型
自由飞试验
尾旋
飞
行
试验
动力相似
迎角
几何外形
模型设计
试验
周期
键参数
试验
模型
分类号
V217 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究
19
作者
张甲奇
粟建波
王士飞
邱宇豪
机构
中国飞行试验研究院中航工业飞行仿真航空科技重点实验室
中航通飞研究院有限公司总体气动所
出处
《航空工程进展》
CSCD
2020年第6期836-842,共7页
文摘
在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。
关键词
缩比模型
自由飞试验
失速特性
失速条
Keywords
scaled-model
free-flight test
stall characteristics
stall strips
分类号
V216.7 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
模型自由飞试验研究技术
20
作者
于志丹
刘柱
出处
《国际航空》
北大核心
1989年第6期17-18,共2页
关键词
自由飞试验
模型机
飞
行
试验
分类号
V217.39 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高速风洞模型自由飞试验技术
蒋增辉
宋威
鲁伟
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017
7
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职称材料
2
多体分离风洞自由飞试验
蒋增辉
宋威
贾区耀
陈农
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016
11
下载PDF
职称材料
3
非旋转钝锥高超声速双平面拍摄风洞自由飞试验
蒋增辉
宋威
陈农
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2015
6
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职称材料
4
细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验
宋威
蒋增辉
贾区耀
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2016
5
下载PDF
职称材料
5
旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验
蒋增辉
陈农
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2013
8
下载PDF
职称材料
6
串联飞行器级间分离风洞自由飞试验
宋威
蒋增辉
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017
4
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职称材料
7
高超声速脉冲风洞模型自由飞试验技术
苑朝凯
孙英英
姜宗林
《气体物理》
2016
4
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职称材料
8
飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案构想中几个问题的分析
许光明
旷天金
欧阳凯
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990
5
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职称材料
9
尾旋模型自由飞试验的尺度效应问题初探
许光明
旷天金
欧阳凯
《气动实验与测量控制》
CSCD
1990
1
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职称材料
10
无动力模型自由飞试验过程仿真研究
刘朝君
孙颖飞
吴欣龙
《中国科技信息》
2016
1
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职称材料
11
光测在模型自由飞试验中的应用
张兴国
李靖
贾浩正
《测控技术》
CSCD
北大核心
2009
0
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职称材料
12
尾族自由飞试验模型的设计问题
许光明
旷天金
《气动实验与测量控制》
CSCD
1995
0
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职称材料
13
模型自由飞试验的可靠性问题初探
许光明
《气动实验与测量控制》
CSCD
1994
0
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职称材料
14
常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用
何超
谢飞
许晓斌
陈磊
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2021
0
下载PDF
职称材料
15
模型自由飞试验研究的回顾与现状
许光明
《航空史研究》
1995
4
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职称材料
16
歼七改型飞机自由飞试验设计
李永富
《航空与航天》
1999
1
下载PDF
职称材料
17
电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究
刘尚民
赵磊
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2012
10
原文传递
18
失速/尾旋模型自由飞试验中关键参数的确定方法研究
郑浩
孙健
刘朝君
《江苏航空》
2013
1
原文传递
19
小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究
张甲奇
粟建波
王士飞
邱宇豪
《航空工程进展》
CSCD
2020
0
下载PDF
职称材料
20
模型自由飞试验研究技术
于志丹
刘柱
《国际航空》
北大核心
1989
0
原文传递
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