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陕西飞机工业 (集团 )有限公司与乌克兰安东诺夫设计局、加拿大普惠公司联合开发我国新一代尖端大型运输机———运八F6 0 0合作合同正式签字。运八F6 0 0型飞机是陕西飞机工业 (集团 )有限公司在运八F4 0 0型飞机的基础上 ,以更换动力装置、改善飞机高温高原特性、改进货运系统、优化飞机外形及结构、延长机体总体寿命为目标 ,以我为主研发的新一代运八民用型货运飞机。运八F6 0 0型飞机采用加拿大普惠公司研制的PW 15 0B发动机、德国TELAIR公司的货运装卸系统 ,飞机的总体、气动外形和结构强度设计由陕西飞机工业 (集团 )有… 相似文献
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本文介绍飞机结冰的机理和条件、分析平尾前缘生成双角冰的危害。通过理论分析和风洞试验,对某机平尾前缘结角冰的气动特性和飞行特性作了初步的研究和预测。提出了平尾结冰时安全着陆的技术措施。 相似文献
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为了验证现代试验设计(MDOE)方法在高速风洞试验中应用的可行性,进一步提高风洞试验效率,采用区组化的回归组合设计进行了某运输类飞机亚声速基本纵向常规测力风洞试验,通过少量关键控制点数据建立了气动力参数随马赫数和迎角变化的二阶响应面模型,并进行了方差分析及显著性检验。同时,通过额外增加的试验点检验响应面模型的精准度。试验及分析结果表明:通过回归组合设计少量试验点建立的纵向气动力系数响应面模型预测误差满足高速风洞飞机模型测力试验精度指标要求,方差分析(ANOVA)及显著性检验结果正确反映了迎角、马赫数对飞行器基本气动特性的影响规律,突显出MDOE方法应用于风洞试验方案设计及数据分析的显著优势。 相似文献
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由于缺乏发动机稳态工作的气动参数数据,飞机/发动机气动一体化设计遇到了困难。为此对某型航空发动机的离散试车数据点进行了多元高次多项式拟合,建立了该型号发动机的稳态特性曲线。在此基础上进行了发动机的总体气动性能逆向仿真研究,建立了该型号发动机进出口气动参数随工况变化的关系曲线,为某型飞机的机体/发动机一体化气动设计提供了依据。 相似文献
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复合式常规旋翼高速直升机是国内外高速直升机重点发展的几种构型之一。本文首先简要介绍了某300kg复合式常规旋翼高速直升机的机身气动布局形式,针对该机设计并加工了1∶1.5机身风洞试验模型,在4m×3m风洞开展了机身气动特性风洞试验。通过对比不同机身部件组合状态在不同迎角、侧滑角条件下的气动力及纵横向气动导数,获得了全机及各部件气动性能。根据风洞试验结果,结合已建立的旋翼气动力模型和螺旋桨气动力模型,建立了全机飞行力学模型,并分析了不同飞行速度下全机的静稳定性,验证了该复合式高速直升机具有合理的机身气动布局,研究结果可为复合式常规旋翼高速直升机的进一步发展提供参考。 相似文献
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起落架噪声是飞机着陆阶段噪声的主要组成部分。以某型飞机前起落架为研究对象,通过分离涡模拟方法对其支柱及扭力臂结构件简化模型的周围流场进行非定常计算,利用Fw—H方程积分法对各部件表面产生的声场进行求解,分析缓冲支柱及扭力臂结构件气动噪声的产生机制、声源特性。对该飞机起落架支柱及扭力臂结构件进行声学风洞试验,通过麦克风对噪声的测量获得结构件噪声频谱特性。仿真及试验结果均表明:支柱及扭力臂结构件气动噪声包含支柱和扭力臂引起的钝体扰流噪声和两者相对位置引起的干扰噪声,支柱噪声对总噪声的贡献大于扭力臂噪声,噪声辐射特性具有偶极子声源的辐射特性。 相似文献
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飞机机头气动补偿空速管的设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某飞机需要在机头配置空速管的设计要求,提出了采用机头气动补偿空速管的设计方法并给出了设计思路.通过数值计算得到了该飞机的机头位置误差,由此给出了一种气动补偿空速管外形;对给出的空速管的气动补偿特性进行了计算,并通过风洞试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性,得到了该空速管的补偿曲线和补偿区的最佳静压开孔位置;在此... 相似文献
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在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。 相似文献
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《民用飞机设计与研究》2013,(1):3-4
C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验顺利完成C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验从2012年12月17日开始,于2013年2月8日在荷兰DNW-LLF风洞顺利完成。试验得到了C919飞机DDP阶段全面的压力分布和低速气动特性数据,为C919飞机在低速构型下气动载荷的计算,飞行性能的验证及操控稳定性的评 相似文献
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通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段。发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验。详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考。 相似文献