共查询到20条相似文献,搜索用时 546 毫秒
1.
翼型低速动态测压实验的初步分析 总被引:5,自引:1,他引:5
简述了翼型低速动态实验研究的测试设备和实验方法,给出了NACA0012翼型动态测压的实验结果,初步分析了影响翼型动态气动特性的因素。将所得实验结果与国外实验结果及理论计算结果进行了对比与分析,实验结果与资料值有较好的一致性。 相似文献
2.
过失速动态翼型数据采集及预处理 总被引:2,自引:1,他引:1
张翔 《流体力学实验与测量》1998,12(2):88-92
详细介绍了过失速动态翼型测力,测压数据采集系统的组成,数据采集方法,数据预处理等,对过失速动态翼型数据采集过程中的校准,采样保持和滤波等技术细节进行了探讨。 相似文献
3.
4.
本文介绍了FL一2风洞超临界翼型半模抖振实验情况,给出了实验结果。对两副超临界机翼的翼身组合体半模型进行了抖振测力试验,增压抖振测力,流谱观察。使用翼尖加速度计、翼根弯矩采样信号和拐点法获得了两副超临界机翼的翼身组合体的初始抖振攻角。 相似文献
5.
6.
通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。 相似文献
7.
翼型升、阻特性实验是空气动力学课程的一项重要实验项目。文章详细阐述了低速翼型升阻特性实验台的设计过程,分析了自制翼型的风洞实验结果。结果表明:实验台工作可靠,实验数据重复性好。该实验台采用了腹撑系统迎角机构、机械式天平及数字测力仪等构件,具有实验成本低、形象直观等特点。 相似文献
8.
半模机翼振动的风洞实验技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明:振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。 相似文献
9.
Gurney襟翼的单段翼型动态气动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
在西北工业大学NF-3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板(TAB)状态时的增升效果。实验结果表明,高度为0.010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22%和16%,而使OA212MK+TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19%和5%。 相似文献
10.
采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对国内,外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用NPUPR翼型及NACA-16翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明,同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果,这些结果与计算结果相一致。 相似文献
11.
本文用势流-边界层相互作用方法计算低速翼型的分离和失速。势流用对称面元法。边界层用改进的滞后掺混法,考虑了高阶项影响,适用于计算分离。文中对粘流-无粘流耦合方法作了改进,改进的半反-局部联立耦合方法。考虑了相邻点之间的作用,收敛性较好。计算了NACA4412翼型在不同迎角下的压力分布和气动力。计算结果与实验符合良好,算例表明,翼型高升力状态计算必须包括尾流的作用,也应用对势流计算压力与实际压力之间 相似文献
12.
本文用势流-边界层相互作用方法计算低速翼型的分离和失速。势流用对称面元法。边界层用改进的滞后掺混法,考虑了高阶项影响,适用于计算分离。文中对粘流-无粘流耦合方法作了改进。改进的半反-局部联立耦合方法,考虑了相邻点之间的作用,收敛性较好。计算了NACA4412翼型在不同迎角下的压力分布和气动力。计算结果与实验符合良好。算例表明,翼型高升力状态计算必须包括尾流的作用,也应当对势流计算压力与实际压力之间的差别进行修正。 相似文献
13.
本文介绍了一套用于亚,跨音速附面层测量的设备,及用该套设备在沈阳空气动力研究所FL-1风洞进行NPU-NLF-NO.2自然层流翼型,CAST7、CAST10超临界翼型附面层测定实验的情况。 相似文献
14.
对脉冲燃烧风洞测力系统动态特性进行优化有助于改善风洞测力实验数据的准确性。提出了一种基于结合部动态特性优化来改善测力系统整机动态特性的方法。首先在Ansys中准确建立了风洞测力系统整机有限元模型,其中采用弹簧-阻尼模型来模拟结合部的接触特性,通过Yoshimura法计算出弹簧-阻尼单元的刚度系数和阻尼系数。其次,进行模态分析,并计算各阶模态下的测力系统应变能密度分布,基于应变能密度分布分析发现结合部为测力系统刚度最为薄弱的地方。最后,以结合部接触面压为优化变量对测力系统进行动态特性优化,对比了优化前后测力系统的前五阶固有频率和天平应变片粘贴处的频响函数,发现优化后的整机固有频率较优化前有明显的提高,最高提高了16.7%,所有应变片粘贴处的频响函数幅值较优化前有明显的降低,测力系统的动态特性有了较明显的改善,验证了该优化方法的可行性。 相似文献
15.
欧拉方程多段翼型绕流计算的嵌套网格方法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用嵌合体埋入技术,将主段翼型和襟翼分成两子域,对多段翼型的复杂构型进行了分区迭代求解,在有限体体积离散的基础上,求解欧拉方程计算各子域流场的解,通过各流场的耦合迭代到多段翼型绕流的解,典型的带30%襟翼GA(W)-1翼型算例表明,该计算方法稳定,能较地模拟多段翼型中主段翼型与襟翼交接处的复杂流动现象计算结果与实验值有较好的一致性。 相似文献
16.
为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验。通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响。试验结果表明:半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果。并对产生原因进行初步探讨。 相似文献
17.
翼型过失速动态实验测控系统 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍西北工业大学翼型研究中心用于型过失速动态特性研究的实验装置和测控系统的设计,系统性能和结构、数据采集、数据处理方法和实验结果。也对动态实验中测量、控制与精度等问题展开讨论。 相似文献
18.
锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究 总被引:8,自引:0,他引:8
翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能. 相似文献
19.
20.
本文采用LU-SSOR隐式推进方法,并结合TVD格式,计算了跨声速翼型的湍流解。文中采用Baldwin-Lomax模型,对NACA0012翼型给出了马赫数0.7-0.95的结果,并将部分计算结果与Harris的实验作了比较,二者符合较好。 相似文献