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1.
仿鸟复合振动的扑翼气动分析   总被引:22,自引:1,他引:21  
根据绿头鸭飞行的录像片断,对其平飞时翅膀的扑动模型进行简化,提出了一种新的变速-折叠扑翼扑动模型,使之更符合鸟类翅膀的实际扑动规律。通过非定常涡格法的比较计算发现,以该新模型规律运动的扑动翼,在一个周期内的平均升力系数较原有的钭角速度刚性模型有了显著增加,更适用于设计微型扑翼机。本文较详细地计算分析了扑翼平均升力系数随着扑动幅度、俯爷幅度以及扑动频率等各种扑动参数的变化曲线,为微型扑翼机的设计提供了一定的参考依据。  相似文献
2.
前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算   总被引:16,自引:4,他引:12  
应用时间步进方法,建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元,并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性,分别以UH-1和H-34两种直升机旋翼为算例,计算了不同前飞状态的自由尾迹形状,展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上,应用自由尾迹分析,对前飞桨叶气动载荷进行了计算,分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。  相似文献
3.
直升机旋翼空气动力学的发展   总被引:15,自引:2,他引:13  
本文分两大部分,即旋翼理论分析的发展(认识旋翼)及旋翼浆叶外形的发展(改造旋翼)。在第一部分中,阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论(其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论)和旋翼CDD方法。在第二部分中,讨论了旋翼桨叶的翼型、浆尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后,作为总结,提出了旋翼理论分析和浆叶气动外形的四代发展阶段的划分。  相似文献
4.
应用PIV技术研究"零质量"射流的非定常流场特性   总被引:12,自引:0,他引:12  
首次采用PIV瞬态流场测试技术对“零质量”射流激振器近出口处附近的非定常流场进行了定量测量,应用相位锁定采样技术,测到了激励周期内不同相位时射流出口的瞬态流场,由200幅瞬态流场图像的平均得到了射流流场的平均流动特性。通过对射流出口涡环的产生、发展及运动特性的分析,认识到涡环之间相互作用是形成“零质量”射流的流动机理。  相似文献
5.
直升机涡环状态速度边界的试验研究   总被引:7,自引:1,他引:6  
直升机作带功率下降时,若操纵不慎,容易陷入涡环状态,如果没有足够的高度,就会造成坠地事故。目前,与涡环现象有关的飞行事故仍时有发生。因此,中国民航与南航直升机所合作开展子‘直升机如何避免涡环事故’的课题研究,模型试验研究是在南航直升机研究所自动研制的大型试验设备-旋臂机上进行的。本文介绍了继垂直升降试验之后的斜下降试验,试验结果显示出涡环状态的旋翼气动力和力矩的非定常特性以及不同下滑角的影响,尤其  相似文献
6.
高超声速进气道边界层强制转捩试验   总被引:7,自引:0,他引:7  
在FL-31高超声速风洞分别开展了进气道的自然转捩和强制转捩风洞试验,试验Ma数为5、6和7,迎角为1°.通过红外热图得到了壁面的热流分布,从中得到了转捩区域.强制转捩装置为钻石型涡流发生器.随着涡流发生器高度的增加,强制转捩区域逐渐前移,得到了涡流发生器的有效高度,实现了强制转捩的目的.  相似文献
7.
三角机翼过失速非定常空气动力特性研究   总被引:5,自引:1,他引:4  
在3m低速风洞中研究了70°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台,它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度,迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围0°-90°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出:当作大迎角纵向过失速机动时,其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征,它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角(α>30°)具有阻尼特征,但在高迎角时(3  相似文献
8.
直升机旋翼/机身气动干扰的计算方法   总被引:4,自引:0,他引:4  
应用先进的自由尾迹分析方法,对旋翼/机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上,通过迭代旋翼/尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度,形成一个作耦合的综合分析模型。在该模型中,采用“数值解-分析解匹配”的方法建立了一贴近涡/面干扰模型来计入机身对尾迹畸变的影响。作为算例,分别计算了旋翼/机身组合  相似文献
9.
悬停旋翼的自由尾迹计算   总被引:3,自引:1,他引:2  
在随桨叶旋转的坐标系中,建立了悬停旋翼自由尾迹计算的迭代方法和模型。文中以两种不同的模型旋翼为例算,对叶尖涡的轴向和径向位置进行了计算,并与已有的试验结果进行了对比。检验了模型的可靠性,运用上述自由尾迹模型,分别研究了不同叶尖马赫数,桨距角和桨叶片数对悬停尾迹形状的变化,表明了旋翼参数对自由尾迹形状的影响。最后,文末给出了一些结论。  相似文献
10.
非线性气体振荡整流效应对翼尖涡的影响   总被引:3,自引:0,他引:3  
以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础,利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应,通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡,主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明,翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提高升力系数、增大机翼的稳定性有一定作用。同时,翼尖开口引入气体振荡能较好改善翼尖涡的位置和强度。对比翼面开缝以及无气体激振状态。翼尖涡在翼尖气体振荡条件下向翼尖外部移动了近3/4个弦长,向上翼面方向移动了近1/4弦长。  相似文献
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