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在气动中心低速所Ф3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49~1.3(×10°),迎角为0°~60°。研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完伞消失,前缘涡完伞破裂。 相似文献
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水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。 相似文献
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在气动中心低速所φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究.试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°.研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂. 相似文献
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介绍了一套用于气动中心低速所4m×3m风洞或Φ3.2m风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述,并对典型试验结果进行了分析讨论。采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统,能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α.和β.产生的动导数和静导数,数据具有较高的精度。 相似文献
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旋转流场下的振荡动导数试验技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3.2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明:旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。 相似文献
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为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3.2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明:旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。 相似文献