纪锋
- 作品数：135 被引量：53H指数：4
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学电子电信更多>>
- 一种高焓激波风洞参数诊断方法和系统
- 本发明公开了一种高焓激波风洞流场参数诊断方法和系统，涉及到高焓激波风洞试验领域。本发明的方法利用高焓激波风洞，采用接触测量技术和非接触光谱测量技术，测量激波管末端驻室参数和喷管自由流参数，诊断高焓激波风洞流场。本发明利用...
- 谌君谋胡梅晓宫建邵忠杰陈伟易翔宇卢洪波宋华振文帅姚大鹏庞建纪锋
- 自由活塞激波风洞压缩管非等熵流动分析
- 2021年
- 在自由活塞驱动的高超声速地面试验设备中,自由活塞压缩器的运行状态对于试验气流状态参数、试验时间及设备安全性起到决定性的作用.研究基于FD-21自由活塞激波风洞结构参数,针对典型的活塞压缩器运行状态展开数值模拟和等熵理论预测,分析压缩管中的波系结构和非等熵效应引起的流动参数变化.进一步地,将压缩管中的总熵变来源分解为激波和黏性两部分;改变驱动压力、活塞质量、压缩管初始压力和压缩管长度进行数值模拟,分析熵变变化规律,并进行参数影响的归一化分析,结果表明归一化后的熵变仅与压缩比有关;最后,对等熵理论进行修正,修正后的压缩管压力与实验和数值结果更为吻合.
- 易翔宇陈星毕志献陈农纪锋谌君谋姚大鹏
- 关键词：激波传热熵变非等熵流动
- 一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法
- 本发明公开了一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法，包括：建立腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型；根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，得到流场关闭及气流喷口开...
- 曾德强文帅易翔宇王瑞庭沙心国纪锋
- 一种变马赫数静风洞喷管设计方法
- 一种变马赫数静风洞喷管设计方法，属于风洞试验技术领域。根据喷管设计理论，结合静风洞喷管结构形式，采用Sivells法设计喷管扩张段曲线，更换喉道到下游源流曲线圆锥壁面间的扩张段；采用CQCQ(圆柱‑四次‑圆锥‑四次)曲线...
- 肖翔谌君谋李睿劬文帅纪锋
- 一种用于风洞试验的非对称变形飞行器结构
- 一种用于风洞试验的非对称变形飞行器结构，包括：飞行器前段、飞行器后段、拔紧螺钉、天平、丝杠轴承、丝杠、电机、左翼滑块、左翼连杆、左翼、右翼连杆、右翼、右翼滑块；飞行器前段和飞行器后段连接后组成飞行器结构的主体；拔紧螺钉与...
- 曾德强叶瑞杨乐天沙心国孙日明刘展纪锋
- 一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法
- 本发明涉及一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，属于试验流场生成技术领域；步骤一、建立风洞试验整体模型；包括喷流模型和风洞喷管；步骤二、计算在风洞试验下喷流模型外壁的气动压力p<Sub>model</Sub>；步骤...
- 易翔宇李睿劬姚大鹏陈农纪锋陈星王丽燕陈伟华
- 文献传递
- 一种延迟高超声速边界层转捩的流动控制方法
- 一种延迟高超声速边界层转捩的流动控制方法，在高超声速飞行器表面喷涂一层粘性液体涂层；液体涂层在表面自由流动，可减小表面粗糙度；粘性液体涂层在高超声速边界层流场剪切力作用下缓慢流动，在液体‑气体界面处产生一定的滑移速度，可...
- 沙心国龙铁汉郭跃张隽研曾德强纪锋
- 一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法
- 本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷...
- 沙心国袁湘江纪锋
- 文献传递
- 一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置
- 本发明公开了一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，包括：底座、盒式天平、攻角垫块、腹部支撑、试验模型、柔性节、模型上盖、压力传感器和喷流口；其中，底座的顶部与盒式天平的一端相连接；盒式天平的另一端与攻角垫块的底部相连接；...
- 曾德强林键王晶沙心国纪锋
- 马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验
- 2024年
- 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。
- 卢洪波林键金熠陈星纪锋吴衡毅刘春风王瑞庭朱浩杨甫江韦宝禧
- 关键词：高马赫数超燃冲压发动机高焓激波风洞
