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1.
陈劲松 《南京航空航天大学学报》1978,(1)
本文提出一种奇点分布法,用于计算低速有侧滑的薄机翼——挂架——外挂体的机翼——挂架环量分布和外挂体表面压强分布。机翼可以有任意的小扭转角和弯度,外挂体为轴对称旋成体。对于无侧滑情况,本文结果与文[6]和文[4]的实验值和理论值符合得很好。对于有侧滑情况,来找到适合的资料以供比较,计算结果的精确度有待实验鉴定之。 相似文献
2.
某无人机薄翼—挂架—外挂低速空气动力干扰数值计算 总被引:1,自引:1,他引:0
陈劲松 《南京航空航天大学学报》1980,(4)
本文用奇点分布法,计算了某无人机的薄翼—挂架—外挂的气动力干扰。给出了机翼—挂架组合体的速度场,环量分布和外挂表面的压强分布。本文的例题的数值结果与文[4]和[6]的实验数据和理论值符合得很好。 相似文献
3.
黄明恪 《南京航空航天大学学报》1960,(1)
本文利用了锥型洗理论的一股方法,导出了有很小上反角的三角形机翼,在超音速及零攻角侧滑时,上反角所引起的浪转力矩,偏航力矩及侧力的计算公式: 本文假设上反角ψ与侧滑角β均很小。所以边界条件可以大大简化,然后利用锥型流理论来计算载荷分布,从而得到气动力导数。 本文还将这些气动力导数绘成图线,以供气动力原始数据计算时用。 相似文献
4.
张国富 《南京航空航天大学学报》1980,(1)
本文根据解超音速机翼反对称问题的点源分布法概念,在机翼平面上分布非定常超音速点源,并用特征线网格法进行离散数值解。本文在一般特征线网格法基础上发展了对具有侧滑角的任意平面形状非定常超音速机翼的数值解。按本文给出的具有侧滑角的非定常运动机翼的振型可计算出机翼作沉浮、俯仰、滚转诣振时的升力、力矩系数以及动导数(包括交叉导数)等。作为本文结果的特殊情况,即侧滑角等于零的正置机翼,按本文用非定常理论数值解对典型机翼计算出的动导数与传统的按准定常理论计算动导数的解析公式进行了比较和签定。结果表明本文的方法是令人满意的。 相似文献
5.
6.
杨岞生 《南京航空航天大学学报》1981,(2)
本文将Nixon[1,2,3]对二维薄翼型所建立的跨音速积分方程推广到三维薄机翼情况。为了处理超临界流和有冲波情况,我们在方程中引入人工粘性项,以消除解中可能出现的不连续性。通过合理的近似处理,使积分方程的自变量仅依赖于机翼所在平面的两个座标,这就使我们在利用有限无法进行数值解时,只需在机翼平面上划分元素,避免了在流场空间中划分元素的传统作法,从而大大降低了对计算容量的要求和计算工作量,使跨音速三维机翼的气动力计算有可能在较小的计算机(例如709机)上完成。作为第一步,本文先研究对称绕流情况,它是跨音速非定常气动力计算的基础,而且对跨音速机翼设计也具有重要意义。对钝前缘薄机翼,为了避免前缘奇性所引起的在前缘附近进行数值积分的困难,我们利用有限元素法的固有优点,在前缘区嵌入局部跨音速解析解,使在元素不细分情况下仍能得到较精确的数值解。 相似文献
7.
李江河 《南京航空航天大学学报》1987,(2)
本文采用数值计算方法,计算了实验段截面为扁八角形的低、亚音速风洞中的侧滑薄机翼的气动特性及洞壁干扰修正量。 基于流谱观察实验,对带有后退侧缘的翼段用两种极端的气动模型来描述。计算结果表明,就自由流态的气动特性而言,两者的平均值与文[4]中的实验结果相符,而相应的洞壁干扰修正量,也与本文的实验结果相近。 相似文献
8.
9.
陈红全 《南京航空航天大学学报(英文版)》2007,24(3):188-193
用遗传基因算法优化设计了翼-身-尾全机模型机翼边条.通过求解全机纵向运动状态方程,分析了全机模型带与不带机翼边条时纵向动态响应问题.涉及的气动力、力距和纵向稳定导数等则由三维低阶板块法计算获得.通过优化设计,新的带有机翼边条的模型飞机,其升力线斜率可明显提高.当Ma=0.4-0.9时,斜率约提高13%-17%;当Ma=1.5时,约提高12%.数值计算结果表明:在装有机翼边条时,由于短周期频率和阻尼比的提高,飞机对在交战飞行时特别的偏转控制输入响应敏捷.最后,给出了部分基于板块法的气动力结果与Cy-20飞机飞行试验数据的比较. 相似文献
10.
陈劲松 《南京航空航天大学学报》1981,(4)
本文用涡格镜像法分析薄翼圆柱机身和薄翼翼刀组合体的气动力特性。机翼和翼刀被分成许多涡格,机身表面分成许多板块。每一涡格上置一条马蹄涡,每一板块上置一点源(汇)。圆机身内有机翼翼刀涡系对圆的镜象涡系,轴线上置二维偶极子。计算出这些奇点在各个涡格和板块的控制点上的诱导速度。根据合速必须与每一个控制点的物面相切的边界条件,建立联系这些未知的奇点强度与法向分速大小的线性代数方程组。用迭代法解出奇点强度分布。一旦这些强度求出之后,就可算出给定点的压强分布或载荷分布和其他气动力特性。 本文的计算方法已编成ALGOL—60语言源程序,可以在X—2机这样小型的机器上作数值计算。数值结果与文[1]等的计算值和实验数据都符合得很好。 相似文献
11.
张国富 《南京航空航天大学学报》1979,(1)
本文根据网格法计算出的压强分布,利用由远场法给出的机翼升致波阻和旋涡阻力公式,计算出在超、亚音速情况具有任意平面形状(在超音速情况可具有任意亚音速前缘形状)机翼的阻力,克服了用网格法计算具有亚音速前缘绕流时的困难,扩大了网格法在机翼气动力计算上的应用范围。按本文方法计算出的典型算例与解析结果比较得到了非常满意的一致。本文方法也同样适用于其它的机翼离散数值解。 相似文献
12.
本文提供了计算亚音速偏转操纵面机翼的定常和非定常升力分布的算法语言程序。用本程序计算的结果与其他方法[2]、[3]相比较有相同的精确度。 相似文献
13.
第二部份:三元亚音速机翼举力面理论的电模拟 在第一部分中,已经阐述了应用电场模拟法解决二元机翼(翼型)的绕流问题。本文将通过对两种平面形状的平板机翼和一种平面形状的有相对扭转的机翼的实验研究,进一步阐述电场模拟法在解决三元亚音速机翼绕流问题方面的应用。同时为了估价实验数据的精确度,还引证了按举力面理论数值计算的结果与之比较。 相似文献
14.
俞守勤 《南京航空航天大学学报》1979,(1)
本文利用变换坐标的方法,把处理来流平行于机翼对称面的涡格法推广到有侧滑的情况去.文中计算了亚音速流中侧滑薄翼的气动特性。机翼可以是任意平面形状和具有上反角。文中给出了一些算例,并把其结果与其他方法和实验数据比较,结果是令人满意的。 相似文献
15.
为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明:建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。 相似文献
16.
《南京航空航天大学学报》1979,(5)
、1才 1几︸!了、者专题综述有限元素法在解空气动力学非线性方程中的应用 及其前景关于紊流附面层差分解若干问题横侧向动态飞行品质概述现代直升机的先进技术直升机全机振动分析与控制杨昨生 曹起鹅(1) 谭振华(1)王适存、张晓谷、郭士龙(3) 张令弥(3) 理论与试脸研究侧滑绕流的小扰动渐近展开的内外解衔接法亚音速侧滑薄翼气动特性的数值计算方法跨音速流动中翼型抖振边界的确定用网格法计算任意平面形状超、亚音速机翼阻力有限基本解法中所用到的不可压涡计算亚音速定常流中偏转付翼时机翼—机身 组合体气动特性的涡格镜象法亚音速风洞三… 相似文献
17.
18.
翼尖帆片将原型机翼集中的翼尖涡分散成多个小涡,加快翼尖涡的耗散,从而降低机翼诱导阻力。为进一步了解翼尖帆片对机翼在地面效应下流动特性的影响,分别对安装有3片椭圆形和梯形帆片的NACA4412机翼开展了风洞实验研究。测量了2种帆片机翼的气动力和翼尖涡结构,并通过比较流动结构,分析了2种机翼气动力产生差异的原因。机翼的升、阻力用六分量盒式风洞天平测量,翼尖涡速度分布用七孔探针扫描获得,以机翼弦线为特征长度的雷诺数为1.5×105。当远离地面时,梯形帆片与椭圆帆片的升、阻力差别较小,但随着机翼逐渐接近地面,梯形帆片的增升减阻效率逐渐高于椭圆帆片。而机翼升阻力的差异,主要是由于局部气流方向角对各帆片形成的有效迎角有所差别,使得帆片对主翼产生不同的增升和减阻贡献。 相似文献
19.