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在高超音速流中,Ma_∞→∞和比热比γ→1双重极限情况下,从气体动力学理论可导得Newton-Busemann理论(以下简称N-B理论),它计及了气体质点在激波层中沿瞬时曲线轨迹运动产生的离心力对压强的贡献。从理论上讲N-B理论比Newton撞击理论(以下简称N理论)要合理、精确。众所周知,上述两种理论定常流数值计算结果与实验数据和特征线理论数值解比较表明,N-B理论不总优于N理论。其原因主要是因实际流动与双极限状态有差距。即使平直物面(楔及菱型翼型)在非定常绕流中也存在离心力,因此有必要对上述两种理论进行考核。 相似文献
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通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究。探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等。尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据。研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能。 相似文献
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本文用假想的结构修正法和乃氏判据法对一个三角机翼模型的主动颤振抑制系统进行了控制规律的设计。在精确地确定型态结构参数、电液舵机的传递特性和对传感器位置进行正确选择的基础上,利用简单的、不同的控制规律,使最低的临界颤振速度提高了23%。并与风洞试验结果达到很好的一致。 相似文献
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在现有文献的基础上,采用k-ωSST湍流模型和SIMPLE数值模拟算法,进一步探讨增加宽度比的三角柱体对于角区马蹄涡的影响。结果显示当三角柱体宽度在一定范围内增加时,马蹄涡的控制效果得到进一步提高。定义的涡强系数(基于涡心位置及马蹄涡的涡量)能很好地表征马蹄涡的强度。当三角柱体宽度与机翼厚度相同时,即宽度比为b/T=1(b为三角形宽度,T为机翼最大厚度)时涡强系数降到原来的27%。文中的三角柱体的高度仅为机翼厚度的1/20,和当地边界层的厚度相当。此种三角柱既能控制马蹄涡,又不会引起流场的整体剧烈变化。 相似文献
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对于带有扭转角、上反角的翼面结构有限元模型的翼面高度计算,提出一种新算法,新算法可保证在扭转发生前后控制翼剖面翼型的绝对厚度(或相对厚度)值不变,且公式简洁,逻辑明晰,从而成功地解决了扭转机翼结构有限元模型的快速生成。 相似文献
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分析机翼非定常气动力特性既可用实验方法[1~3],也可用数值计算方法[4]。现采用非定常涡格时间历程法对机翼沉浮、俯仰、偏航和滚转振荡时的气动力进行计算。1 基本原理与计算公式设图1中t=0时机翼作定常运动;t=Δt时,机翼攻角突变1°,则机翼上产生一涡环ΔΓ1,并以V0向下游运动;t=2Δt时,机翼上又产生一涡环ΔΓ2;随着时间的推进,不断产生以V0向下游运动的涡环,从而模拟机翼的非定常绕流。当涡环以V0运动时(图2),其速度势为φP0=V0Γ4πlimy→0y∫b/2-b/2dz∫x1+V0tx11rdx上式对x、y、z分别求导得到非定常涡环的诱导速度Vx=V0Γb4πx… 相似文献
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本文介绍一种三维跨声速机翼设计计算方法,它以跨声速小扰动理论为基础,以给定的压力分布与分析计算的压力分布之差作为目标函数,应用Green定理建立起目标函数与机翼剖面形状修改量的线性代数方程组,从而求解出翼剖面的修改量,加到原来机翼各剖面上,再用分析计算程序计算,经过多次的反复,就可以达到设计目标。本方法的特点是分析计算程序与设计程序相对独立,只作小量修改就可联合使用。本文介绍用此方法设计的两个算例,说明设计结果是好的,计算机时与其它方法相比是大大缩短了。 相似文献
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本文秀时间历程涡格法对三维亚声速机翼的非定常振荡气动力作了计算研究,算例结果与实验结果比较表明本方法精度高、用时少,使用方便。 相似文献
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党铁红 《民用飞机设计与研究》2001,(4)
1.引言
对于民用飞机设计,机翼性能的好坏直接影响着飞机的性能.机翼设计技术是飞机设计中的一项关键技术.本文所述为一套比较实用有效的跨音速机翼设计计算软件. 相似文献
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大型运输机机翼弯曲载荷计算 总被引:1,自引:0,他引:1
简要叙述了飞机平飞时影响机翼弯曲载荷的主要因素;重点介绍了机翼升力、机翼油箱燃油重力、机翼结构重力沿翼展分布数学模型的建立和机翼弯曲载荷计算公式的推导过程;所述方法虽然是针对大型运输机提出的,但对其它类型飞机同样适用。 相似文献
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以亚音速、大展弦比的大中型民用飞机机翼挂装副油箱为研究对象,分析CCAR-25部中载荷计算的相关适航条款内容,考虑外挂物自身运动及机翼结构弹性变形对副油箱气动载荷的影响,给出了副油箱静载荷计算的过载—速度包线,高度—速度包线、载荷计算情况等,在工程应用成熟的《运输类飞机载荷计算程序包》基础上,采用亚音速稳态定常流升力线理论与风洞试验相结合的方法,将机翼简化为悬臂梁进行气动弹性修正,开展副油箱气动力弹性修正计算、惯性力计算、副油箱质量实时更新、包线筛选等功能模块的研究,通过工程应用其计算精度满足要求,形成了满足适航条款的副油箱静载荷计算方法,规范了副油箱静载荷的计算流程,拓展了《运输类飞机载荷计算程序包》的功能。 相似文献
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弹性机翼的跨音速压强分布计算 总被引:3,自引:1,他引:3
本文采用迭代求解的方法计算弹性机翼的跨音速压强分布。用跨音速小扰动势流的二级近似方法求解气动力;结构变形则采用一维简单梁理论或二维平面结构的柔度影响系数矩阵进行计算。对M6弹性机翼所作的示范性计算表明,计算弹性翼的迭代次数与刚性翼计算相当,弹性变形对冀面气动载荷分布和激波强度均有明显影响。 相似文献
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本文将计算单独机翼的非线性离散涡法和集中涡核法以及二者的结合发展应用于鸭式布局机翼的气动特性计算。在集涡核的计算模型中除了对机翼附涡系和自由尾涡的模拟外,还包括了对机翼前缘涡的自由涡面、集中涡核及涡核卷吸作用的模拟。本文给出了三种不同形状鸭式布局的算例,结果表明,本方法的计算结果与实验结果和其他计算结果吻合得很好或接近。 相似文献
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在飞机(风洞模型)制造中,为便于确定机翼空间位置,减少计算量,本文对机翼的前后缘空间直线等进行推导计算,得出了简便计算公式。 相似文献
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计算实际机翼湍流边界层流动的积分法 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用一种拟坐标变换掺混方法,计算任意外形机翼的三维边界层流动,亦适用于边界层外流为位流或非位流情况。对C-5A机翼的计算结果表明,该方法具有同微分方法可以比拟的计算精度。并分析了在亚音速情况下粘性对机翼升力和力矩的干扰影响。 相似文献
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本文提供了一种精度较高的层流附面层积分计算方法。它改进了国外机分法的计算精度,且不受附面层外流必须是位势流的限制。 相似文献
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随着计算机技术的日益发展,传统的、繁重的手工绘图工作,将逐步以数控技术所代替。本文着重介绍以数模计算结果实现自动绘制图形的方法。 一、机翼数学模型 1.翼型曲线拟合方法 相似文献