支杆及船尾对超声速弹丸底压影响的实验研究和理论计算

来源 :流体力学实验与测量 | 被引量 : 0次 | 上传用户:lovegoodone
下载到本地 , 更方便阅读
声明 : 本文档内容版权归属内容提供方 , 如果您对本文有版权争议 , 可与客服联系进行内容授权或下架
论文部分内容阅读
普通弹丸的底阻约占弹丸总阻的1/3。因此,准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时,模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在,使得模型底部流动发生畸变,引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾尾支杆以及模型船尾对超声速弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明:尾支杆直径从小到大变化时,底压经历了一个由大到小再由小到大的过程;在一定的范围内船尾起
其他文献
提供了利用欧拉方法计算的某改型飞机尾旋时间历程结果,文中比较了使用和没使用洗流时差动导数数据对计算结果的影响,说明洗流时差动导数数据在这种模拟计算中是非常重要的,
介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC-直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性,试验的振幅为20°、35°,俯仰和偏航振荡的减缩频率为0~0.06,滚转振荡的减
提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法,从跨声速全位势积分方程出发,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程
采用全息干涉技术在高速流态试验装置(激波管)上研究了激波过弯道绕山坡到达三维物体的整体过程的流场,还采用传感器压力测量技术对三维物体表面的压力分布进行了定量测量。结果
最近的实验表明用侧壁小孔抽吸可在后台阶流中捕捉到静止的分离旋涡。笔者将用理论证明,二维后台阶流中存在自由旋涡的驻定态位置,并且有中性的驻定态稳定性还进一步证明,用侧壁
本文描述绕锐前缘平板高超声速流动的数值模拟结果。
变湍流变试验结果表明,湍流度对诸如洞壁边界层、平板边界层,各类翼型边界层和尾流的时均特性,湍流特性,转捩情况以及对翼型和旋成体压力分布等气动特性有显著影响。这种影响有一
火箭发动机喷流时产生的起始冲击波超压会使受冲击体发生破坏性的形变,这对火箭弹与载弹设备的相容性形成了不利的影响。弹体在新设备上进行搭载时必须考虑对起妈冲击波超压的
简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带,40°,60°和70°“只”字型粗糙带等5种状态的实验结果,并对结果进行了分析。实验的湍
介绍了用于研究气-液和气-固悬浮流中加速火焰诱导激波现象的两套实验装置,即长9m,内径0.14m两侧装有15套喷雾系统的水平气云火焰加速管和长12m内径0.14m两侧装有20套喷粉系统的水平粉尘火焰加速管,利