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介绍飞机大攻角标模在高速所1.2m和0.6m风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外2.5m和0.6m风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验M数均为0.35~0.8;两座0.6m风洞试验攻角为0~29°;侧滑角高速所为5°,国外为5°、10°。1.2m和2.5m风洞的试验攻角为-3~48°;侧滑角为5°、10°。研究表明,该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。 相似文献
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介绍了1.2m风洞攻角达30°的动导数试验装置与测量系统以及在1.2m风洞中对标准动态模型(SDM模型)所作的一系列试验结果。试验的马赫数为0.6~1.2,攻角为0~30°,振动频率为8~14Hz,试验雷诺数为1.2×107~2.3×107/m。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于15%。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。 相似文献
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风洞侧壁干扰控制与修正方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰.简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则.侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性. 相似文献
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为了获得施旋翼/机身的气动力干扰概念,利用BO-105旋翼模型和Z-9机身模型在气动中心8米×6米风洞进行了悬停及前飞实验。结果表明,旋翼与机身之间的气动力干扰,主要是旋翼下洗尾流对机身气动力的影响。悬停时,下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩。等拉力系数配平前飞时,由于旋翼下洗尾流的向后偏斜,对机身法向力的干扰百分比比悬停时小,对机身偏航力矩和俯仰力矩仍有影响,并产生了侧向力干扰。机身的存在,悬停时使旋翼最大气动效率提高约1%;前一以时使旋翼总距操纵量平均减小约0.4°,前飞需用功率平均减小约1.3%。 相似文献
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利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态的开槽壁分别采用2%及4%开闭比可认为近似于无堵塞干扰。利用测压轨测量该翼型风洞上下壁附近控制面的静压分布,并利用快速富里叶变换法计算马赫数及迎角修正量。由 TAWX 风洞与西德 DFVLR TWB 风洞实验结果的比较可以看出,当迎角为零时,两者结果吻合较好,说明无堵塞干扰开闭比的确定基本上是正确的,经过快速富里叶变换法进行马赫数及迎角修正后的 TAWX 有升力的实验结果也与 TWB 结果接近。 相似文献
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运用嵌套网格技术和Navier Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟、评估和修正。计算格式在空间上采用中心有限体积离散 ,在时间上采用多步Runge Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。 相似文献
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陈明岩 《南京航空航天大学学报》1987,(2)
本文介绍了一种由Hackett在1981年提出的利用测量风洞壁面静压来进行大迎角、大堵塞洞壁干扰修正的方法,并用该方法编写了Fortran程序。对四个几何相似不同尺寸的模型,在NH-2风洞中进行了试验,试验和计算的结果表明,堵塞度从1.56%到16.7%的四个模型,其升力系数和阻力系数经洞壁干扰修正后非常接近。但必须指出,对于带平衡缝的闭口回流风洞,从壁面测量所得到的静压必须加以修正,才能成功地应用这种方法。 相似文献
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大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究 总被引:3,自引:1,他引:2
对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性.对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正.所发展的带风洞支撵系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计. 相似文献
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本文介绍了一种计算矩形小切角亚音速风洞对任意平面形状机翼的升力干扰修正的数值计算方法——涡格法。对模型处在自由情况下和有洞壁干扰情况下、分别计算其载荷分布、升力线斜率等气动力系数,两种情况的差值就是洞壁干扰量。使用时从风洞试验结果中扣去这个计算所得的洞壁干扰量,即得相当于无洞壁干扰的风洞试验结果。本文方法已编成Algol-60语言源程序,针对某一算例的计算结果列图表于最后。 相似文献
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亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院 NH-1高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰,然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法。对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正,将降修正结果和 NASA 的非线性修正法结果、自修正风洞(近似无洞壁干扰)实验结果及无洞壁干扰的 N-S 方程计算结果进行了比较。结果表明,本文的修正方法结果正确,而计算量远远小于非线性修正方法的计算量。 相似文献
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为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。 相似文献
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为满足型号研制的试验数据质量需求,进一步开展CFD验证与确认工作,中国空气动力研究与发展中心建立了大展弦比运输机高低速统一标模体系。为获得可靠风洞试验数据,使用设计加工的第一个运输机标模CHN-T1(1:6.4,翼展4.667m)在FL-13风洞和DNW-LLF风洞进行了试验。同一构型下,前者试验雷诺数为1.4×106~2.5×106,后者试验雷诺数为1.4×106~3.2×106。模型在FL-13风洞中通过TG1801A内式六分量天平与大迎角支撑机构相连,在DNW-LLF风洞中则通过W616天平与尾撑机构相连。两风洞均测量了模型力和力矩。风洞试验数据差异评估包括重复性、气动特性和雷诺数影响。结果对比表明:标模在不同风洞试验中的升力线斜率相差很小;设计升力点附近(Ma=0.78,CL=0.5)阻力系数相差0.0004,试验数据一致性较好;雷诺数对标模气动特性影响符合预期。 相似文献
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运用时间相关的全隐AF方法,计算二维及轴对称亚声速高速扩散段内流场。流动控制方程使用全N-S方程。湍流模型选择了Baldwin-Lomax代数湍流模型,和两层κ-ε二方程模型。经过同国外实验结果的比较,证明本文计算结果合理。在此基础上,计算了中国气动力研究与发展中心2.4m×2.4m引射式跨声速风洞第二扩散段在不考虑喷流干扰及常规运行状态下的流场。 相似文献