任虎
- 作品数：13 被引量：9H指数：1
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学更多>>
- 一种用于高超声速高温风洞具有冷却结构的流场校测排架
- 本发明公开了一种用于高超声速高温风洞具有冷却结构的流场校测排架。该流场校测排架包括从前至后顺序连接的排架前缘和排架后梁，排架前缘为尖劈，排架后梁为长方体；测试探针位于对称中心面上，测试探针从排架前缘插入排架后梁并固定；排...
- 曾令国伍军李向东部绍清张林蒲旭阳李宏斌任虎周鑫
- 文献传递
- 基于NI cRIO平台的脉冲燃烧风洞控制系统设计被引量：1
- 2018年
- φ600 mm脉冲燃烧风洞是由中国空气动力研究与发展中心自行设计建设的一座燃烧加热脉冲式高超声速高温风洞,为了实现风洞参数监测和安全运行,提出了一种基于NI cRIO平台的运行控制系统设计,阐述了系统架构、阀门控制、时序控制、数据采集和安全联锁设计。采用分布式控制架构和PAC技术,能有效满足风洞运行的各项要求,实验结果表明:控制系统性能稳定,时序控制精度小于±1ms,达到了设计指标要求。
- 蒲旭阳胡俊逸毛雄兵李宏斌任虎
- 关键词：PAC脉冲燃烧风洞控制系统时序控制
- 脉冲燃烧风洞试验气流组分测量系统设计
- 脉冲燃烧风洞通过燃料与富氧空气在加热器中混合燃烧获得高焓气流,该气流须保证有与实际飞行环境相一致的氧气含量,以真实反映超燃冲压发动机的点火特性和推阻特性等。现阶段该气流的氧气含量一般是在根据气动计算得到预估结果的基础上再...
- 伍军张小庆任虎刘伟雄
- 关键词：脉冲燃烧风洞超燃冲压发动机气相色谱分析
- 文献传递
- 脉冲风洞分段测力试验技术初步研究
- 根据某工程对高超声速飞行器气动性能预测的要求,需要在试验有效时间约为200ms的脉冲燃烧风洞开展带动力模型分段(部件)测力试验.该类试验国内外未见公开报道的成功先例,技术储备较少,试验难度较大.为此,利用无动力小尺度模型...
- 于时恩贺伟任虎刘伟雄
- 关键词：高超声速飞行器风洞试验气动特性
- 文献传递
- 脉冲风洞分段测力试验技术初步研究
- 根据某工程对高超声速飞行器气动性能预测的要求,需要在试验有效时间约为200ms的脉冲燃烧风洞开展带动力模型分段(部件)测力试验。该类试验国内外未见公开报道的成功先例,技术储备较少,试验难度较大。为此,利用无动力小尺度模型...
- 于时恩贺伟任虎刘伟雄
- 关键词：脉冲燃烧风洞天平
- 文献传递
- 高超声速前体/进气道在脉冲燃烧风洞中的强迫转捩试验研究
- 为了验证强迫转捩的涡流发生器的设计方法,研究超燃发动机前体/进气道模型在脉冲燃烧风洞的转捩试验方法以及发展脉冲燃烧风洞壁面热流的测量技术,在中国空气动力研究与发展中心的φ600mm脉冲燃烧风洞上进行了前体/进气道强迫转捩...
- 任虎赵慧勇
- 关键词：高超声速进气道脉冲燃烧风洞涡流发生器
- 高温高超声速喷管型面设计及流场校测
- 针对高温高超声速喷管马赫数、温度变化剧烈的特点,考虑了试验气体组分、总温对喷管型面的影响。流场校测结果表明,在进行高温高超声速喷管型面设计时,应考虑比热容随温度的变化对型面的影响。考虑这一因素后,喷管出口马赫数接近设计马...
- 毛雄兵任虎蒋安林青龙
- 关键词：风洞喷管CFD流场校测
- 一种用于高超声速高温风洞具有冷却结构的流场校测排架
- 本发明公开了一种用于高超声速高温风洞具有冷却结构的流场校测排架。该流场校测排架包括从前至后顺序连接的排架前缘和排架后梁，排架前缘为尖劈，排架后梁为长方体；测试探针位于对称中心面上，测试探针从排架前缘插入排架后梁并固定；排...
- 曾令国吴锦水伍军李向东部绍清邢彦昌张林蒲旭阳李宏斌任虎周鑫
- 文献传递
- 双气路内并联进气系统模态转换试验研究
- 2024年
- 为了探究内并联进气系统模态转换过程中的分流板调节策略,利用地面试验研究方法,研究了Ma 3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了高低速气路总体性能和流场变化规律。研究结果表明,分流板高度变化影响高低速气路总体性能和抗反压能力,同时由于流量重新分配,下游动力系统的工作状态需要匹配调节;分流板调节对高速气路性能影响更显著,随着高速气路逐渐关闭,受激波强度变化影响,高速气路总压恢复系数会经历迅速下降再缓慢上升的过程;当出口反压比超过临界值,激波系会在分流板前缘和唇口之间以低频大振幅和高频小振幅相结合的方式往复运动,该非定常效应导致流场和总体性能不稳定,模态转换过程中应避免该情况发生。
- 母忠强杨顺华杨顺华王铁军任虎谢松柏张弯洲罗佳茂
- 关键词：组合发动机模态转换分流板
- 超燃冲压发动机推力性能评估方法被引量：7
- 2019年
- 超燃冲压发动机与飞行器紧密耦合,使得在地面试验直接测量发动机流道有效推力非常困难。为了更有效获得发动机推力性能,提出了一种基于机体推进一体化性能试验的评估方法,基于脉冲燃烧风洞带动力一体化测力试验直接获得飞行器的整机净推力。基于净推力加机体外阻的方法获得了发动机有效推力。同时提出了一种通过流量计测量飞行器机体外阻的试验技术,并对测量误差进行了分析(均方根误差小于2.54%)。与传统的台架推力差减内阻的方法相比,该方法把发动机流道内阻计算转为飞行器机体外阻计算或测量,为超燃冲压发动机推力性能评估提供了一种全新思路。
- 吴颖川贺元元张小庆任虎刘伟雄乐嘉陵
- 关键词：超燃冲压发动机脉冲燃烧风洞推力比冲
