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端部条件和展弦比是风洞试验节段模型设计的2个重要因素。为了研究端部条件和展弦比对节段模型气动力特征的影响,开展了不同端部条件和不同展弦比的宽高比5:1矩形断面刚性节段模型静态测压风洞试验。研究结果表明:(1)端部条件和展弦比共同影响着节段模型上流场展向分布。(2)当模型长度大于2倍端部影响区间的长度时,模型上气动力在展向呈现等腰梯形分布;当模型长度小于2倍端部影响区间的长度时,模型上气动力在展向呈现等腰三角形分布。节段模型设计时应重视模型展弦比,合适的展弦比能获得更可靠的结果。 相似文献
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为计算超声速高M数及大迎角条件下小殿弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布,采用需元法及非线性压缩性修正方法,获得了与实验数据吻合较好的计算结果。 相似文献
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在非线性迎角范围内,雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气特必地现有风洞条件所退,在这一范围内,使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。 相似文献
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小展弦比压气机转子叶片颤振研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对小展弦比压气机转子叶片特点,在能量法计算基础上提出了两种颤振评判方法,即首先利用结构动力学分析结果对叶片频率分离度、振型和共振进行分析,判断某压气机小展弦比转子叶片存在高阶耦合颤振的可能;然后将结构动力学得到的振动位移插值到气动网格上,进行三维非定常黏性流场计算,得到非定常气动功,判断叶片是否存在失速颤振的可能.最后综合利用两部分分析结果和试验及断口分析情况,综合给出该小展弦比压气机叶片因失速颤振和耦合颤振共同作用,导致叶片在短时间内出现了裂纹. 相似文献
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复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析 总被引:5,自引:0,他引:5
新一代航空结构广泛采用复合材料,对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法,对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC/NASTRAN软件,在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上,依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型,固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度,采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力,并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。 相似文献
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大展弦比机翼的气动弹性问题探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
在考察国内外高空长航时飞机研究的基础上,对大展弦比机翼的气动弹性问题进行了探讨;分析了结构非线性对大展弦比机翼的气动弹性和飞行载荷的影响;提出了大展弦比机翼气动弹性问题的研究内容,并指出其技术难点。 相似文献
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为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras方程湍流模型,对小展弦比飞翼布局飞机前缘非对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究分析。结果表明:与无喷流情况相比,喷流速度、喷口压力、飞行迎角的不同造成了涡破裂点的改变以及涡的强度和涡轴位置的变化,这些因素最终引起流场变化,并产生不对称力和力矩;喷流产生的直接力和力矩与飞行状态无太大关系;垂直喷流在进行横向控制同时产生较小的偏航力矩,对阻力的影响也较小。 相似文献
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