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为了提高风洞实验效率,降低实验成本,缩短实验周期,笔者探讨了将遗传算法引入到风洞优化实验中,实现了基于遗传算法的多段翼型实验规划.通过遗传算法对多段翼型的迎角及各段的偏转角度、重叠量和缝道宽度进行编码,由实验提供适应度值.对两段翼型的研究表明应用遗传算法规划风洞实验能够减少实验次数约40%.种群数为染色体长度的2倍时,算法能较好的搜索到最优值.初始群体值对算法的收敛性及计算效果基本无影响.此外,也模拟计算了4段翼型风洞实验,提高实验效率大约为87%~93%,可见遗传算法仍然有效且在大规模风洞实验中更有应用价值. 相似文献
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螺旋桨飞机带动力模型的风洞实验结果的准精度远较无动力实验差。在采用了先进的高转速大功率螺旋桨驱动电机及稳转速控制系统后,情况大有改善。但对不同期实验结果的吻合性仍无明显改进。本文基于螺旋桨飞机模型风洞实验动力模拟原理和基本的实验方法,对带动力实验过程中影响实验重复性精度的各种因素进行了分析,指出风洞温度、大气压和速压偏差是影响风洞滑流实验准精度的三个主要因素。并给出了三个影响因素对实验结果影响的修正方法。实践证明,按文中提供的滑流补偿实验法进行实验可以基本消除因风洞温度和大气压变化对实验结果的影响。速压偏差影响也可以按文中提供的数据处理方法得到较为满意的修正。考虑上述修正后,不同时间的滑流实验的准精度可与无动力实验相比,特别对阻力分量的准精度的提高尤为显著。 相似文献
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为研制新型直升机,必须重视对直升机空气动力学的研究。本文简述了直升机旋翼模型风洞实验的重要性及与固定翼模型风洞实验的区别。根据直升机旋翼空气动力学的特点说明了开展旋翼风洞实验对风洞、模型及实验设备的特殊要求、着重说明直升机旋翼实验台是进行旋翼风洞实验必须的基础设备。同时对国外直升机旋翼模型风洞实验技术的发展状况作了简要介绍。最后回顾了我国直升机旋翼模型风洞实验技术研究方面取得的一些进展及与国外的差距。并对型号研制必须进行的一些风洞实验内容作了介绍。 相似文献
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论虚拟实验在基本操作型实践性教学环节中的优势 总被引:1,自引:0,他引:1
王建平 《长沙航空职业技术学院学报》2006,6(2):26-27
介绍实践教学环节和基本操作型实验的特点与要求,讨论虚拟实验特点,并对虚拟实验相对于传统实验在基本操作型实践性教学环节中的优势进行归纳。 相似文献
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飞机起落架收放液压系统设计、分析与实验验证 总被引:2,自引:0,他引:2
为了通过地面实验验证飞机起落架收放系统性能,研制了可精确模拟气动载荷的起落架收放实验系统。根据收放液压系统各模块特点,基于LMS Imagine Lab.AMESim软件建立了液压收放系统的仿真模型,模拟起落架液压收放系统的收放过程,对系统进行动态仿真分析,预估实验系统性能。通过实验数据与仿真数据的对比分析,检验实验系统的正确性。结果表明:系统能够满足起落架收放实验基本功能要求,仿真结果与实验结果较为接近。 相似文献
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介绍了在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)的高超声速风洞 FD-03和 FD-07中进行的摩擦阻力直接测量实验。实验目的是测量高超声速流场中模型表面的摩擦阻力。研制了应变型两分量和单分量天平,分别应用这2种天平进行了压缩拐角运动实验和乘波体模型变迎角实验。实验中的总压1MPa,总温360K,马赫数5。每个模型各布置2个天平。在压缩拐角实验中,测量了平板区的摩擦阻力,观察到压缩拐角运动对流场的干扰,并测得了压缩拐角运动干扰区的摩擦阻力。在乘波体实验中测量了模型表面摩擦阻力及其与模型迎角的关系。实验的数据中处理引入温度修正。整体实验测量不确定度良好,优于12%。 相似文献
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大型飞机翼型的低速风洞压力分布测量技术 总被引:1,自引:0,他引:1
简单介绍了大型飞机翼型的低速风洞压力分布实验技术的主要目的和意义。着重介绍了大型飞机翼型的压力分布实验在模型设计及制作、实验前的准备工作、实验的基本方法、实验数据的处理与修正方法几个方面的主要技术要求和遵守的基本原则,并获得了相关的主要结论。 相似文献
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《南昌航空工业学院学报》2019,(1)
从仿真实验的设计注意事项、教学过程问题及教学方法等3个方面,阐述了如何开展仿真实验。通过多年的实践教学,得出以下结论:需要从提高学生对仿真实验的兴趣,扩展仿真实验的真实性以及丰富仿真实验的内容方面,着眼于设计仿真实验,才能开出适合当代大学生的仿真实验;仿真实验教学过程中只有准备好实验前期的讲解,指导好实验操作过程的问题以及处理好实验结果的总结分析,才能获得仿真实验对学生创新能力培养的效果;与传统实验相比较,仿真实验在授课方法等方面具有独特性,只有采用适当的技巧才能达到充分调动学生自主学习的积极性、主动性。 相似文献
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在FD-08风洞中,为了解采用侧壁支撑机构进行大攻角实验的可能性,进行了头部长细比3.5尖拱柱模型的亚音速实验,最大攻角达80°。本文通过与Ames12英尺风洞实验结果的比较,介绍了实验结果并对实验结果作了初步讨论。 相似文献
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在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明:实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。 相似文献