搜索结果: 1-6 共查到“飞行器实验技术 风洞”相关记录6条 . 查询时间(0.127 秒)
高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计
沸腾换热 扩压器 燃气流 风洞
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2016/11/2
为实现高热流环境下高温燃气流超声速风洞系统的重复使用，采用数值方法对扩压器热环境进行了分析，采用沸腾换热方法对扩压器进行了热防护设计，并通过试验验证了沸腾换热理论应用的可行性。结果表明，沸腾换热在水流速2m/s的情况下可实现热流2MW/m2的热防护，应用沸腾换热可以有效降低设计难度，在较低的速度和压力损失下达到更好的换热效果。
中国成功攻克TPS反推力风洞试验技术
中国 TPS反推力风洞试验
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2015/3/1
中国首次ＴＰＳ反推力试验2015年2月２６日在中国空气动力研究与发展中心低速所８米×６米风洞圆满完成。这标志着我国从此具备ＴＰＳ正反推力风洞试验能力，对中国飞行器尤其是大型飞机的研制具有重要意义。ＴＰＳ英文全称为Ｔｕｒｂｏｆａｎ－Ｐｏｗｅｒｅｄ－Ｓｉｍｕｌａｔｏｒ，即涡扇动力模拟，是大型涡扇发动机必须进行的一项试验。由于发动机的动力输出会影响飞行器的气动特性，风洞试验成为国际公认的验证和优化飞行器...
提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃...
针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明，随着反压比的提高，进气道总压恢复系数提高，临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内，在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高，但流量系数略有降低；随着来流马赫数的增大，进气道总压恢复系数下降，流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高，激波贴口后流量系数基本不变；随着迎角的增大，进气道的总压恢复系...
跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究
飞行器 动导数 风洞试验技术 大攻角
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2012/3/14
介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论