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1.
 实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。  相似文献   
2.
3.
本文全速势方程的有限差分数值计算结果,给出了0°和2°攻角下NACA0012翼型当地马赫数分布冻结时的自由流马赫数范围,以及M_∞稍大于1变至1.30时前方脱体激波的变化位置。  相似文献   
4.
 动导数对于飞行器的动态品质分析和控制系统的设计是必不可少的参数,它直接影响飞行器的动态特性。因此,国外自七十年代以来,无论在风洞实验、飞行试验,还是分析、计算等方面都作了很多工作,取得了较大的进展。 动导数计算说到底主要是非定常气动力计算问题,已有的线化理论不能满足需要,对考虑非线性效应的动导数计算方法的需求则日显迫切。二次理论是计算非线性效应的一种方法,它是由第二次叠代或物面偏角参数的二次展开法构成,主要非线性效应由二次方程算出。  相似文献   
5.
对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识,并用改进的单自由度数学模型,计算其非线性滚转阻尼特性后表明,当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时,其阻尼导数始于某一正值,且随振幅的增加而减小,最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值,则是正比于角振幅的变化率,其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。  相似文献   
6.
对脉冲型数据的一种数字滤波技术   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文提出了一种用于处理动态实验脉冲型数据的数字滤波技术,首先,识别和剔除数据中的野值并加以补正,然后使用最小二乘法15点二阶算式对数据进行滤波,对于脉冲幅值较大的数据可多次滤波,以得到更新近于真实值的数据,用数字滤波技术作动态点估算,对测量数据具有频域滤波和数据平滑化功能,其特点是简单,实用,应用性强,算例表明,对于脉冲型数据和混有高频噪声的动态测量数据的滤波效果是良好的,给出了原数据的有用信息和  相似文献   
7.
在低速平面叶栅风洞中对光滑叶片及非光滑叶片叶栅进行了实验研究 ,在叶栅出口进行了详细的测量 ,通过测量结果的对比分析 ,探讨非光滑叶片对叶栅出口流向涡系的影响。实验结果表明 ,与光滑叶片相比 ,非光滑叶片对叶栅出口流向涡系中 ,通道涡在节距方向上移向叶栅通道中心处 ,强度几乎不变 ,尾缘涡发生展向扩展并分裂 ,强度明显减弱。  相似文献   
8.
本文采用两层涡粘性模型和速度剖面的指数律,导出了可压缩动量矩方程的剪切积分解析表示式,从而大大简化了边界层计算。和其它理论结果相比,本结果更接近于实验数据。  相似文献   
9.
10.
对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识,并用改进的单自由度数学模型,计算其非线性滚转阻尼特性后表明,当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时,其阻尼导数始于某一正值,且随振幅的增加而减小,最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值,则是正比于角振幅的变化率,其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。  相似文献   
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