实验流体力学
實驗流體力學
실험류체역학
JOURNAL OF EXPERIMENTS IN FLUID MECHANICS
2011年
3期
46-49
,共4页
王勋年%巫朝君%陈洪%李真旭
王勛年%巫朝君%陳洪%李真旭
왕훈년%무조군%진홍%리진욱
战斗机%发动机%推进系统%模拟器%试验技术
戰鬥機%髮動機%推進繫統%模擬器%試驗技術
전두궤%발동궤%추진계통%모의기%시험기술
为了在低速风洞中研究推进系统进气和喷流对战斗机气动特性的影响,发展了采用模拟器进行战斗机模型试验的新技术,研制了能够模拟发动机进排气的引射式模拟器,并进行了模拟器的校准.为了验证该项试验技术,研制了简化的战斗机试验模型和模型支撑装置,在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m低速风洞进行了测力试验,试验的迎角范围-5°～48°,侧滑角范围0°～15°,试验风速为70m/s.试验结果表明:试验能够较真实地模拟战斗机发动机的进气和喷流情况,进气流量可模拟到90%以上,喷流的最高落压比可达到2.95.该项试验技术为开展进气/喷流对战斗机的气动特性的影响研究提供了新的技术途径.
為瞭在低速風洞中研究推進繫統進氣和噴流對戰鬥機氣動特性的影響,髮展瞭採用模擬器進行戰鬥機模型試驗的新技術,研製瞭能夠模擬髮動機進排氣的引射式模擬器,併進行瞭模擬器的校準.為瞭驗證該項試驗技術,研製瞭簡化的戰鬥機試驗模型和模型支撐裝置,在中國空氣動力研究與髮展中心φ3.2m低速風洞進行瞭測力試驗,試驗的迎角範圍-5°～48°,側滑角範圍0°～15°,試驗風速為70m/s.試驗結果錶明:試驗能夠較真實地模擬戰鬥機髮動機的進氣和噴流情況,進氣流量可模擬到90%以上,噴流的最高落壓比可達到2.95.該項試驗技術為開展進氣/噴流對戰鬥機的氣動特性的影響研究提供瞭新的技術途徑.
위료재저속풍동중연구추진계통진기화분류대전두궤기동특성적영향,발전료채용모의기진행전두궤모형시험적신기술,연제료능구모의발동궤진배기적인사식모의기,병진행료모의기적교준.위료험증해항시험기술,연제료간화적전두궤시험모형화모형지탱장치,재중국공기동력연구여발전중심φ3.2m저속풍동진행료측력시험,시험적영각범위-5°～48°,측활각범위0°～15°,시험풍속위70m/s.시험결과표명:시험능구교진실지모의전두궤발동궤적진기화분류정황,진기류량가모의도90%이상,분류적최고락압비가체도2.95.해항시험기술위개전진기/분류대전두궤적기동특성적영향연구제공료신적기술도경.
