飞机结冰风洞试验模拟研究 被引量：17

1

作者 范洁川 于涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期68-72,92,共6页

论述了飞机结冰风洞试验的必要性;阐述了结冰风洞试验方法;给出了相似准则和模拟参数计算结果及分析;讨论了飞行高度和大尺度水滴模拟问题。

关键词 飞机结冰 结冰风洞 结冰试验 模拟参数

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建造中的我国低速增压风洞 被引量：10

2

作者 范洁川 于涛 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2005年第3期1-6,共6页

论述了在我国建造低速增压风洞的必要性;介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状;提出了衡量现代生产性风洞性能的标准;给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键。

关键词 风洞 增压风洞 高雷诺数 风洞设计

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空气动力学发展中值得关注的一些问题 被引量：2

3

作者 范洁川 《气动研究与实验》 2003年第1期1-16,共16页

本文阐述了空气动力学研究的特点；分析了21世纪初空气动力学面临的形势，提出了空气动力学发展中值得关注的一些问题，包括新流型的研究与先进气动布局、流动控制与增升减阻、流动的逢适应控制与智能化空气动力学、低雷诺数流动与微流... 本文阐述了空气动力学研究的特点；分析了21世纪初空气动力学面临的形势，提出了空气动力学发展中值得关注的一些问题，包括新流型的研究与先进气动布局、流动控制与增升减阻、流动的逢适应控制与智能化空气动力学、低雷诺数流动与微流体力学、等离子体减阻技术、等离子体隐身与电空气动力学、机载激光武器的发展与气动光学等。 展开更多

关键词 空气动力学 流动控制 微流体力学 等离子体减阻气动光学

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建造中的我国低速增压风洞

4

作者 范洁川 于涛 《气动研究与实验》 2003年第4期1-9,共9页

本文论述了在我国建造低速增压风洞的重要性和必要性，同时还介绍了国外低速高雷诺数风洞的发展现状，并提出了衡量现代生产性风洞性能的标准，给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的关键技术。

关键词 低速增压风洞 设计 建造 高雷诺数风洞 飞行 空气动力学 中国

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现代航空声学风洞技术现状与发展 被引量：13

5

作者 于涛 范洁川 贾元胜 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2007年第3期86-91,共6页

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注。开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞。笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点。指出了在航空声学风洞设... 随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注。开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞。笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点。指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题。论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术。阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展。结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5-25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10-15dB。在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展。突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用。 展开更多

关键词 航空声学 航空声学风洞 汽车风洞 噪声测量

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三元收缩段优化设计研究 被引量：34

6

作者 张连河 范洁川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第4期417-423,共7页

本文以某低速风洞收缩段为例,对收缩段设计方案的数值计算结果进行了综合分析。文中给出了数值计算结果、分析过程以及典型算例,并给出了该风洞收缩段最佳的气动设计方案,分析了几种常用收缩曲线的特点,同时给出了低速风洞收缩段气动设... 本文以某低速风洞收缩段为例,对收缩段设计方案的数值计算结果进行了综合分析。文中给出了数值计算结果、分析过程以及典型算例,并给出了该风洞收缩段最佳的气动设计方案,分析了几种常用收缩曲线的特点,同时给出了低速风洞收缩段气动设计的优化过程和可行的方法。结果表明,本文提出的优化设计方法是风洞三元收缩段气动设计较好的有效的气动设计手段。 展开更多

关键词 风洞试验 收缩段 优化设计 数值模拟 空气动力学实验

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高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究 被引量：3

7

作者 曲方亮 安若铭 +1 位作者 韩晓涛 范洁川 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2002年第3期8-13,共6页

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果... 为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果表明 ,有动力后XD,CL,CD增加 ,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型 。 展开更多

关键词 排气流模型 引射器 动力模拟 进气流 风洞试验 飞机

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低速大迎角三角翼旋涡流动的有粘与无粘数值模拟

8

作者 贾剑波 朱自强 范洁川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第3期269-275,共7页

通过人工压缩性方法求解了三维定常不可压Euler方程和雷诺平均Nayierstokes方程，应用Beam－Warming近似因子分解格式及其对角化形式，采用BaldwinLomax代数湍流模型。计算模型为70°三角翼，分析了有粘与无粘流动旋涡特性的影响，... 通过人工压缩性方法求解了三维定常不可压Euler方程和雷诺平均Nayierstokes方程，应用Beam－Warming近似因子分解格式及其对角化形式，采用BaldwinLomax代数湍流模型。计算模型为70°三角翼，分析了有粘与无粘流动旋涡特性的影响，尤其是对Euler方程模拟大迎角分离涡、涡破裂的能力及其局限性提供了数值验证，计算结果与实验结果相一致。 展开更多

关键词 N-S方程 三角翼 前缘分离涡 粘性流 无粘流

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红外热像法在低速边界层诊断中的应用研究

9

作者 白存儒 范洁川 等 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第B12期48-51,共4页

讨论了在低湍流度风洞进行的用红外热像法诊断二元连界层转捩的研究情况及其结果，简要地阐明了用红外热像仪诊断连界层转捩的一些技术问题，研究结果表明，用红外热像法诊断翼型连界层转捩的位置的方法是可行的，结果是可靠的。

关键词 红外热像法 边层转捩 风洞试验 位置诊断 雷诺数效应 飞行试验

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流动显示技术的若干现状与发展 被引量：8

10

作者 范洁川 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第1期10-17,共8页

本文概述了流动显示技术的发展状况，介绍了几种新的流动显示方法；阐述了流动显示技术的发展趋势。

关键词 流动显示 流动测量 图像处理 粒子成像测速

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飞行中附面层转捩的流动显示与测量技术 被引量：2

11

作者 范洁川 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1998年第1期80-84,共5页

阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性；介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法；给出了在Ｆ－１４Ａ飞机上用热膜、附面层耙、液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果，并对以上四种测量结果进行了对比分析... 阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性；介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法；给出了在Ｆ－１４Ａ飞机上用热膜、附面层耙、液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果，并对以上四种测量结果进行了对比分析，指出了各自的优缺点。说明热膜法能精确地确定飞行状态下机翼附面层转捩位置；附面层耙也能比较精确地进行测量，且能提供与表面摩擦有关的参数；液晶法能给出附面层转捩的整体图形；表面总压管不能确切地指示附面层转捩位置。以上结果可供飞行测量时参考。 展开更多

关键词 飞行试验 流动显示 附面层转捩 测量技术

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旋转天平试验和飞机尾旋预测 被引量：5

12

作者 范洁川 《气动实验与测量控制》 CSCD 1994年第2期35-42,共8页

本文阐述了研究飞机失速／尾旋的重要性和研究尾旋的方法，介绍了哈尔滨空气动力研究所研制的旋转天平试验装置和校准模型的试验结果以及如何应用旋转天平试验数据预测飞机尾旋特性。

关键词 旋转天平 尾旋 风洞试验

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哈尔滨空气动力研究所近期发展的几项流态观察与显示技术 被引量：1

13

作者 范洁川 张孝棣 +1 位作者 赫连慧政 赵栋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1992年第4期407-413,共7页

本文介绍了哈尔滨空气动力研究所近期发展的三项流态观察与显示技术,即彩色氦气泡流态显示,复合式片光流态显示和计算机控制的彩色图像流态显示技术。给出了它们的基本工作原理,主要技术性能和应用。

关键词 风洞试验 流场显示仪 激光测量

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边界层综合诊断技术研究 被引量：4

14

作者 卞於中 徐铁军 +6 位作者 范洁川 马俊平 屠兴 白存儒 何克敏 尹迪义 赵宗辅 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 2000年第4期7-13,共7页

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA0012翼型表面边界层转捩点位置测量, 三种方法都给出了相吻合的结果... 给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA0012翼型表面边界层转捩点位置测量, 三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明:表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量测量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。 展开更多

关键词 边界层转捩 表面热膜技术 红外热像仪技术 液晶技术

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飞机结冰风洞试验模拟研究 被引量：4

15

作者 范洁川 于涛 《气动研究与实验》 2006年第2期1-7,共7页

本文主要论述了飞机结冰风洞试验的必要性；阐述了结冰风洞试验方法；给出了相似准则和模拟参数计算结果及分析；讨论了飞行高度和大尺度水滴模拟问题。

关键词 飞机结冰 结冰风洞 结冰试验 模拟参数

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流动显示技术的现状与发展 被引量：1

16

作者 范洁川 《航空科学技术》 1993年第2期6-10,共5页

关键词 流动显示技术 流体力学 飞机

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三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究 被引量：13

17

作者 唐敏中 李周复 +1 位作者 于文勇 范洁川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第4期367-374,共8页

对后掠角分别为ｘ＝６０°、７０°和８０°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（７６°＋４０°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰谐波运动，振幅α＿ｍ＝３０°、６０°和９０°，缩减... 对后掠角分别为ｘ＝６０°、７０°和８０°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（７６°＋４０°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰谐波运动，振幅α＿ｍ＝３０°、６０°和９０°，缩减频率Ｋ＝０．０１～０．１２，基于根弦长雷诺数Ｒ＿ｅ＝２．７６×ｌ０￣５～８．２８×１０￣５。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和７０°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Ｒ＿ｅ数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。 展开更多

关键词 三角翼 大攻角 风洞试验 飞机 空气动力学

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现代航空声学风洞及其声学测量技术

18

作者 范洁川 于涛 贾元胜 《气动研究与实验》 2007年第2期1-10,共10页

论述了航空声学试验的必要性；阐述了大型航空声学风洞的发展；指出了航空声学风洞的特点；简述了航空声学风洞中的声学测量技术的发展。

关键词 航空声学 航空声学风洞 汽车风洞 噪声测量

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流动显示与测量技术

19

作者 范洁川 《航空科学技术》 1995年第6期6-9,共4页

论述了飞机的发展对流动显示与测量技术提出的新需求;阐述了近年来国际上发展的新的流动显示与测量技术;提出了今后继续开展“复杂流场测量”研究的建议。

关键词 空气动力 测量 流动显示

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一种新型光学压力测量系统

20

作者 范洁川 《国际航空》 北大核心 1991年第9期40-41,共2页

关键词 光学 压力测量系统 飞机

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