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641.
642.
测量飞机定常或非常飞行的性能或升阻特性时,为了能精确地测定发动机推力,需要由发动机高空试验设备预先获得数据。文中指出,在测量飞机阻特性的同时进行发动机总推力、质量流量测试深头的空中校准,可以不需要预先获得校准资料。文中提供了带静压尾锥的七号喷气式试验机,在1000-3000ft的额定飞行高度上9次非定常机动飞行试验得出的结果。除了升阻特性、发动机总推力和质量流量这些校准因子外,还能从测量结果中导出象水平飞行剩余推力和操稳性能那样的特性。由于用于本飞行试验的飞机的特殊性,对于本飞行试验的结果(特别是总推力和质量流量测量探头在飞行中校准的)有效性,只局限于发动机直线布局和刚性飞机的范围。 相似文献
643.
对某型教练机以风洞试验数据为基础,考虑支架干扰修正、进气影响修正、喷流影响修正、雷诺数修正、寄生阻力、静弹性效应等对零阻作出修正,同时考虑高度修正、分离阻力系数、升致阻力因子、配平阻力增量的影响,最后得出用于实际飞行使用的Cy大于0.3非线性平衡极曲线,并作出极曲线修正前后对性能影响的比较。 相似文献
644.
重心位置对飞机阻力及其飞行性能的影响 总被引:3,自引:1,他引:2
为了降低配平状态下飞机的阻力问题,推导了飞机升致阻力与重心位置间的关系式。以一架典型的后平尾飞机为例。计算了向后移动飞机重心的位置,放宽对飞机固有静稳定度的要求对飞机配平升致阻力和总阻力以及对部分性能的影响。结果表明,当向后移动重心位置时,其配平升致阻力下降,并在某一重心位置时达最小值。 相似文献
645.
叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响,并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法,即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明,修正方法是可行的,变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理,对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。 相似文献
646.
《航天返回与遥感》2021,42(1)
遥控遥测系统是翼伞回收助推器的重要组成部分,翼伞定点回收必须在回收过程中实时掌握助推器的各类遥测参数,通过遥测参数判定翼伞的飞行状态是否健康,一旦出现偏航可以通过遥控手段实时调整飞行姿态。文章介绍了一种能够实现实时采集助推器运动状态,并可以根据遥测数据对系统状态进行观察、判断,决定并执行控制权在箭上和地面自由切换的遥控遥测系统,该系统由箭载数传机和箭上天线,地面测控一体机和地面天线组成,其设计通过了系统测试和专项试验验证,结果表明:用于火箭助推器回收的翼伞遥控遥测系统设计,能够实现助推器回收过程中遥测数据采集和归航模式切换的功能,能够助力火箭助推器安全回收和定点归航。 相似文献
647.
648.
649.
针对海上救援时典型海况下小物质精确空投需求,根据空气动力学理论,设计了一种基于无伞精确空投模式的飘带物品包。为满足更高的投放质量要求,设计了一种具有鼓风兜的飘带,提高了无伞空投物品包的投放质量。通过产品设计、伞塔投放试验、摄影测量等手段验证了物品包的落速,计算了飘带的阻力系数,研究了鼓风兜的阻力特征,实现了小物质低成本、轻量化、通用化的精确空投。 相似文献
650.
针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明:高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7~8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。 相似文献