张长丰
- 作品数：7 被引量：18H指数：3
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 运载火箭级间分离气动特性数值模拟研究
- 采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-Averaged Naver-Stokes, RANS）方程，数值模拟研究外流马赫数为7.89的运载火箭级间分离流动，获得了清晰的流场结构。研究...
- 刘昕林敬周张长丰
- 关键词：运载火箭高超声速流动数值模拟级间分离气动特性
- 文献传递
- 基于探针的声爆测量风洞试验技术研究
- 2023年
- 风洞试验是开展声爆研究必不可少的技术手段,而从复杂的风洞试验环境中准确获取具有弱信号属性的声爆信号是风洞试验技术的关键。为研究暂冲式跨超声速风洞试验环境对声爆信号测量的影响,依托小型暂冲式跨超声速风洞,研制以干扰最小化针状探针为测量设备的试验装置,建立探针、模型独立运动的双运动试验系统,发展基于探针的声爆测量技术。以典型锥柱体模型为研究对象,对比了探针固定、模型移动和模型固定、探针移动2种试验方式所获完整声爆信号的差异,研究了锥柱体模型声爆传播规律和风洞背景流场对声爆测量的影响。结果表明:模型固定、探针移动和探针固定、模型移动2种试验方式相比,前者将引起声爆信号畸变,导致较为严重的声爆信号失真,后者得到的声爆信号曲线更为光滑准确,是相对更可靠的试验方式;风洞背景流场分布对声爆信号测量影响显著,声爆测量风洞试验须详细掌握风洞背景流场分布并尽可能保持其稳定,再在此基础上对模型、探针在风洞中的位置及模型与探针的相对位置进行严格选取。
- 杨洋钱丰学张长丰刘志勇
- 关键词：超声速风洞试验探针
- 导弹头体分离过程中激波/激波干扰现象实验研究
- 本文通过高超声风洞测压试验研究了导弹头体分离过程中前体激波对后体柱腔和端面的压力分布影响.研究结果表明,头部空腔体可以减小激波强度,头部正激波是非定常的;激波/激波干扰使后体柱腔和端面的压力较无激波干扰情况有较大的增加,...
- 张长丰
- 关键词：导弹激波干扰非定常流
- 文献传递
- 运载火箭级间分离气动特性数值模拟研究
- 采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds-Averaged Naver-Stokes,RANS)方程,数值模拟研究外流马赫数为7.89的运载火箭级间分离流动,获得了清晰的流场结构。研究表...
- 刘昕林敬周张长丰
- 关键词：高超声速流动数值模拟级间分离气动特性喷流
- 文献传递
- 扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究被引量：8
- 2019年
- 为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。
- 丛戎飞吴军强张长丰叶友达
- 关键词：推力矢量扰流片轴对称喷管
- 表面摩擦应力油膜干涉测量技术在Ma=8的应用被引量：5
- 2015年
- 在Φ0.5m高超声速风洞中开展了表面摩擦应力油膜干涉测量技术在Ma=8的应用研究。在记录干涉图像的同时,使用红外热像仪记录模型表面温度,通过标记点进行坐标转换,获得测量点处油膜的温度,对比地面校准中获得的硅油黏性-温度曲线,确定油膜的实际黏性系数,从而提高摩擦应力测量精度。开展了平板模型摩擦应力测量试验,不同黏性硅油测得结果的标准偏差与平均值的百分比不超过10%,试验结果与平板层流边界层理论估计值吻合。
- 刘志勇张长丰代成果
- 关键词：摩擦应力油膜测量技术高超声速
- 高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究被引量：8
- 2012年
- 针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术(SISF)应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。
- 代成果张长丰黄飓周清展
- 关键词：摩擦应力高超声速风洞
