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41.
42.
43.
本文直接从N-S方程出发,利用LU-ADI格式和Baldwin-Lomax代数湍流模型研究了粘性流绕俯仰振动翼型的流动。数值实验表明,本文的数值结果同实验吻合较好。通过数值模拟手段研究了振动对流场中激波和分离这两大主要特征的影响,结果发现;(1)激波滞后于攻角的变化,如当NACA0012翼型在负攻角状态下上翼面存在激波而下翼面无激波。(2)由于翼型的振动,分离被减轻升力相对提高。(3)随翼型攻角和振幅的变化,翼型振动的升力回线走向可不同。 相似文献
44.
本文使用数值模拟方法研究了活动翼面对翼型背风面分离的控制作用。数值实验的模型为一头部装有一可旋转圆柱的对称Joukowsky翼型。使用的数值方法为在贴体网格上用有限差分法求解可压流的NS方程。数值实验表明,当头部圆柱以一定角速度旋转时,其升力比不旋转时有明显的增加,分离也受到一定程度的控制。 相似文献
45.
柔性翼小型无人飞行器试验样机研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对柔性翼小型无人飞行器试验样机的研制试飞和相关气动分析与试验,研究了解决柔性翼小型无人飞行器的气动性能、飞行性能和操纵稳定性的思路和方法。试验样机试飞与相关风洞试验结果表明,可折叠柔性翼小型无人飞行器飞行稳定,操纵反应适当,具有广阔的应用前景。 相似文献
46.
声表面波 (SAW)传感器能将被测量转换成容易检测的频率信号 ,即一种准数字信号的输出。针对 SAW压力传感器 (以 CSF- 1 0型 SAW压力传感器为对象 )的输出特点 ,利用等精度频率测量法测量输出频率 ,并用 Dallas的单线数字温度传感器 DS1 8B2 0测出现场温度 ,采用 BP神经网络对所得数据进行温度补偿后得到精确的被测压力值 相似文献
47.
用有限差分法求解N-S方程,数值模拟了细长三角翼作匀速上仰运动时的距声速绕流流场。给出了非定常流场结构,涡破裂特性和非定常升力,阻力特性,研究了上仰运动对动态失速的影响。 相似文献
48.
飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。 相似文献
49.
2012年12月初,国务院正式发布《中原经济区规划》,这是继国家出台指导意见后,推进中原经济区建设的又一重大举措,中原经济区建设进入了一个新的历史阶段.区域政府合作是区域经济一体化的理性选择,文章借鉴国内外跨域政府合作代表欧盟、温哥华都会区、长江三角洲经济圈、长株潭一体化的实践经验,结合《中原经济区规划》实施保障要求,指出区域政府合作是现有体制下实现区域经济一体化的根本前提. 相似文献
50.
基于模态法L形工装结构冲击动力学仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
L形工装常用来转接被试结构以实现不同方向的冲击试验。首先通过模态试验获取L形工装固定于振动台状态下的模态频率、模态振型及模态阻尼比,然后建立、修正L形工装有限元动力学模型。在此基础上,采用模态法对L形工装进行冲击响应谱试验的仿真模拟,并根据仿真结果与试验数据的差异对模态阻尼比作进一步的调整。从调整后模型冲击环境下的加速度响应计算值与试验值的对比结果来看:修正后的L形工装动力学模型可以正确预示冲击响应谱试验的响应。最后,通过对在不同位置安装有被试结构的L形工装进行冲击仿真分析,得到结论如下:为避免过试验或欠试验,保证被试结构所承受的冲击响应谱与试验条件一致,建议把控制点移到被试结构安装处。 相似文献