蒋卫民
- 作品数：20 被引量：59H指数：5
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划国家重点基础研究发展计划国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 超声速来流边界层厚度对浅腔声学特性的影响被引量：3
- 2010年
- 通过分析不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)下腔内中心线上的脉动声压级的分布和不同测点的声压频谱特性,讨论了超声速来流边界层厚度对浅腔(长深比分别为12和15)声学特性的影响.试验来流马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107.结果表明,δ/D减小导致浅腔内的噪声更加强烈,腔前后部的声压级分布更不均匀;除了个别离散频率外,腔内不同测点其余离散频率对应的声压级都有不同程度的增大.δ/D减小引起空腔前部和后部区域几乎整个离散频率范围内的噪声声压级有明显升高;因超声速浅腔流动,腔中部产生的激波的干扰因素的影响,边界层流动特性对浅腔中部区域的声学特性影响较小.
- 杨党国李建强范召林罗新福蒋卫民
- 关键词：浅腔声学特性超声速声压级
- MEMS传感器测量平板表面摩擦应力高速风洞试验被引量：4
- 2013年
- 采用两种热敏MEMS传感器阵列和一种电容式MEMS传感器,在FL-21风洞中开展了平板模型表面摩擦应力分布测量试验研究。试验马赫数(Ma)为0.3～0.6,试验雷诺数(Re)为(0.63～1.23)×107m-1,模型迎角为0°。试验结果表明:平板模型边界层流动能量主要集中在1000Hz以内;试验测得的表面摩擦应力分布随Ma变化规律与可压缩层流/湍流估算值吻合较好;试验所用平板模型边界层流动转捩起始点位于距平板前缘160mm附近,终止点在距平板前缘202.5～242.5mm之间。
- 梁锦敏李建强蒋卫民李春彦唐淋伟田军
- 关键词：风洞试验高速风洞
- 基于VXI总线的飞行器脉动压力测试系统及应用被引量：6
- 1999年
- VXI总线测试仪器的应用日趋广泛。介绍了气动中心高速所组建的基于VXI总线的飞行合脉动压力测试系统，给出了测试仪器的计量指标，简要说明了测量与分析软件的开发过程。通过风洞和飞行试验的实际检验，表明系统性能先进，稳定可靠，具有广泛的应用前景。
- 黄叙辉胡成行蒋卫民
- 关键词：VXI总线飞行器
- 粒子图像测速(PIV)技术在跨超声速暂冲式风洞中的应用
- 粒子图像测速技术是一种先进的非接触空间速度场定量测量技术.该技术是研究分离流、旋涡运动、涡破裂及边界层流动机理等空气动力学问题的重要手段.气动中心高速所发展的PIV系统,在生产性暂冲式跨超声速风洞中得到了成功应用.在0....
- 蒋卫民熊健程松黄存栋胡向鹏张林
- 关键词：PIV流场测量图像处理边界层
- 文献传递
- 基于VXI总线的高速风洞脉动压力测试与分析系统
- 1999年
- VXI总线代表着当今自动测试领域的发展方向。笔者介绍了气动中心高速所组建的基于VXI总线的高速风洞脉动压力测试系统,文中给出了测试仪器的计量指标,并简要说明了测量与分析软件的开发过程。通过风洞试验的实际检验,表明该套系统性能先进,稳定可靠。
- 黄叙辉胡成行蒋卫民黄国川
- 关键词：VXI总线风洞试验飞行器
- 飞翼模型高速风洞PIV试验研究被引量：4
- 2015年
- 对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。
- 杨可蒋卫民熊健李玉平
- 关键词：PIV
- 跨超声速开式空腔流激振荡与气动声学特性研究
- 本文通过对跨超声速条件下(来流马赫数0.8和1.5)开式空腔(长深比为6和8)绕流的流场结构和腔内的声学测量结果的分析，研究了开式空腔内的流激振荡和气动声学特性。结果表明开式空腔内形成的涡连通了空腔前部低压区和后部高压区...
- 杨党国李建强蒋卫民
- 关键词：流激振荡激振频率声压级
- 文献传递
- 高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术被引量：8
- 2014年
- 综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。
- 赵忠良杨晓娟蒋卫民陈建中王俊兰
- 关键词：高超声速飞行器轴对称进气道升力体风洞试验气动特性
- 超声速空腔流激振荡与声学特性研究被引量：5
- 2010年
- 基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.
- 杨党国范召林李建强蒋卫民田军
- 关键词：空腔流激振荡声学特性超声速声压级
- 后掠激波/附面层干扰动态特性试验研究
- 采用阵列式脉动压力测量,研究了十个压缩角模型在M=2-3时产生的激波/附面层干扰的动态特性。定常试验结果表明压缩角模型产生的激波/附面层干扰可分为柱形干扰和锥形干扰两类,而本项研究则进一步证实其动态特性也呈现柱形或锥形特...
- 胡成行蒋卫民黄叙辉周文军
- 关键词：风洞试验超声速气流
- 文献传递
