李静美
- 作品数：13 被引量：7H指数：2
- 供职机构：中国科学院力学研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学动力工程及工程热物理自动化与计算机技术更多>>
- 高超声速飞行器测热试验研究被引量：3
- 2004年
- 在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。
- 刘嘉姚文秀李静美王发民
- 关键词：高超声速飞行器风洞实验缩尺模型
- 跨声速涡轮叶栅流动计算及与激光干涉测量结果的比较
- 1989年
- 一、前言 发展高负荷涡轮,进行气动设计,需要做大量的气动实验和计算研究,这就需要发展先进的实验设备、测试技术和数值计算方法。跨声速涡轮的流场,高压、高温、高速,有激波,激波与边界层相互作用将产生分离。对此种复杂流动现象,测量技术难度大,数值计算模型也复杂。因此,数值计算研究与实验研究紧密结合,互相促进。
- 邓素卿李静美华耀南胡金铭
- 关键词：跨声速涡轮叶栅
- 用热线风速仪测量激波管中气流的速度和湍流度
- 介绍了用热线风速仪测量瞬态（实验时间为20ms）设备中气流速度和湍流度的方法。并测量了５种格栅下游，湍流度随来流速度的变化，来流速度V＝30～60米／秒。实验结果表明格栅下游湍流度随来流速度的变化和随距离的衰减规律符合常...
- 李静美赵润民宋政
- 关键词：激波管气流速度测量风速表
- 用近距遥测技术测量涡轮盘传热
- 本文采用无接触的近距遥测技术进行了涡轮盘换热模拟试验研究.涡轮盘的转速为2000-5000转/分,涡轮盘的直经为200mm,涡轮盘的环境压力(名义)为0.1-0.3MPa,涡轮盘的盘间隙系数G分别为0.014,0.05和...
- 李静美杨耀栋吴维美
- 关键词：遥测涡轮盘传热
- 文献传递
- 在激波风洞中进行的涡轮平面叶栅实验被引量：1
- 1989年
- 本文描述了在激波风洞中,来流条件为总压P_0=2.0×10~5、8.0×10~5、13.0×10~5Pa,总温T_0=374.4K,入口马赫数M_1=0.40,进行的平面涡轮叶栅实验。实验内容包括叶片表面压力分布测量,热流率分布测量和激光干涉法显示叶栅通道流场。为了进行比较,文中还给出叶片表面马赫数分布和热流率分布的分析结果。测量值与计算结果规律基本一致。
- 李静美赵润民胡金铭邓素卿
- 关键词：激波风洞涡轮平面叶栅
- 在激波叶栅风洞中涡轮叶片压力和热流率的测量
- 李静美赵润民翟曼玲
- 关键词：叶栅风洞叶片气动热力参数叶片力激波风洞
- 用于脉冲型风洞的应变天平
- 简单介绍了一个用于脉冲型风洞的应变天平，并给出用该天平在M=6.0，α=0° ，5°，10°，15°，20°，25°，30°，下测量的火箭动力单级入轨...
- 姚文秀李静美刘宏杨耀栋王发民
- 关键词：应变天平风洞高超声速气动特性
- 园弧翼型表面激波边界层干扰被动控制实验研究
- 1995年
- 本文内容是在中科院力学所的ＪＦ８激波管风洞中开展的跨声速激波边界层干扰的被动控制实验研究工作。设计加工了能进行二维翼型半模型实验的跨声速实验段，获得了可进行实验的流场。在Ｒｅ∞／ｍ＝３×１０７，Ｍ∞＝０．７６２～０．８００范围内，在厚度比为１２％的园弧翼型半模型上，对被动控制现象及其相关的若干因素进行了实验研究。结果表明，被动控制使得沿模型表面的马赫数峰值及过压力梯度明显减小，激波减弱。这对于飞行器将起到减阻作用。用于超、跨声速压气机内激波与边界层干扰的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。在激波管风洞中开展激波与边界层干扰的被动控制研究，在国内外尚属首次。
- 张瑜李静美余申秦俭
- 关键词：激波边界层干扰风洞
- 在瞬态风洞中涡轮叶片表面热流率的实验研究
- 李静美赵润民翟曼玲
- 关键词：叶栅风洞透平传热实验传热率
- 格栅下游湍流特性的研究被引量：3
- 1993年
- 恒温热线风速仪在激波管中(来流条件T_0=290～315K,U_∞=20～60m/s)测量了四种形状不同的格栅下游湍流特性。结果表明:在相同条件下,圆柱形格栅能产生较大的湍流度,其下游湍流度随距离增加而减小,随来流雷诺数增加而增加。
- 李静美赵润民翟曼玲杨雅贤宋政
- 关键词：格栅湍流度热线激波管
