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本文是用试验和计算的方法来解决气流温度的动态响应问题,在计算中避开了考虑气流温度敏感头的材料、形式,形状和质量;被修正的气流温度应该等于气流的真实温度以及先拟合后修正的方法,使求得的气流温度敏感元件的时间常数增加了可靠性。 相似文献
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螺旋桨气流斜吹对飞行影响的分析 总被引:1,自引:1,他引:1
简要论述了螺旋桨气流斜吹的理论,重点分析了螺旋桨气流斜吹对飞行的影响。最后结论飞行实例,进一步分析了螺旋桨气流斜吹给飞行带来的偏差。结果表明,飞机在大迎角或大侧滑角下飞行时,螺旋桨气流斜吹使同产生了附加的拉力力矩和侧力力矩,对飞机俯仰和方向平衡有明显影响,给飞行员的操纵带来不利影响。所以,在分析螺旋桨副作用对飞行的影响时,必须考虑螺旋桨气流斜吹的作用。 相似文献
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雷晓明 《飞机设计参考资料》2005,(4):59-64
提出了亚音速设计程序对翼-身组合体的应用。由正、反面元法计算相结合的程序是基于精确的跨音速求解和当量亚音速压力分布之间的关系,后者是由速矢端线理论设计的一个在无激波翼型设计条件下通过应用亚音速面元法获得的。
文章主要研究内翼设计过程中由于气流的三维特性引起的几个问题,这种气流的三维特性影响了当量亚音速压力分布的确定。两种本质不同的研究方法后面有论述,在翼根处或是亚临界气流条件、或是超临界气流条件。研究表明对于在内翼上带有前缘延伸的机翼形状可以在翼根获得亚临界气流条件,换一种办法通过运用机身外形延伸到最初设计的一种机翼,在翼根处具有超临界气流条件。
对于名义上的无激波气流条件,目前提供的关于翼-身组合体的风洞试验结果证实了该设计方法在规定的气动特性下足以产生约束的内翼几何外形。 相似文献
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针对舰载倾转旋翼机甲板着舰时的气动干扰问题,开展了着舰流场及气动干扰特性数值计算研究。首先,采用CFD技术建立了基于滑移网格方法的舰船与倾转旋翼计算模型,并通过试飞及风洞试验结果对比,验证了计算方法的合理性。然后,进行了倾转旋翼机流场及舰机复合流场数值计算,研究了风向及气流速度对倾转旋翼机着舰气动干扰特性的影响规律。结果表明:来流风速越大,气流经机库陡壁下冲速度越高,导致旋翼有效迎角减小,旋翼拉力减小;全机滚转力矩受侧向气流干扰左侧升力增大时,引起向右的滚转力矩;全机俯仰力矩受气流偏角的影响,气流从前方流动产生抬头力矩,气流从后方流动产生低头力矩。 相似文献
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讨论了气流方向对一种机载总温传感器动态特性的影响,发现气流偏角对传感器的动态特性有很大的影响,首次提出了总温传感器动态特性的方向敏感性概念。本文分析了其原因,并指出在设计、生产和使用过程中控制气流偏角的大小,否则将破坏传感器的动态性能。这一结论也适用于与结构类型相似的其它总温传感器。 相似文献
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本文分析了直升机铰接式旋翼气流失速边界受马赫数,攻角,俯仰和侧倾角速度,浆叶方位角位置的影响,得出了确定气流失速边界的公式。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2022,(1):29-35
为改善导叶式旋流器的气流旋进涡核运动和微弱旋流对航空发动机油气混合体稳定燃烧产生的较大影响,优化燃烧室的燃烧效率和稳定性,设计了一种双向变截面直流孔型旋流器。在旋流器第4层减速板后设计3主3辅共6个错位均布的燃油喷嘴,以此产生均匀的燃油油雾参与流场仿真。以气流速度210 m/s、压力28 kPa和流量1.7 kg/s为入口条件,通过流场仿真,分别计算了单一气流和油气混合工况下,流经旋流器的气流速度、流量变化和油气分布状态。与导叶式旋流器相比,经直流孔旋流器减速的气流稳定性更好,形成了低压回流区的流场状态,空气质量流量在旋流器平稳运行后保持相对稳定,随速度均匀变化,且在特定速度下保持着相对较高的稳定状态。直流孔旋流器在燃油预混方面表现出较高的油气混合均匀度,油气在旋流器末端均匀分布,流线规整均匀,流场中央及周边区域未见绕轴微弱旋进油气混合气。 相似文献
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1飞行速度向量计测装置这是日本科学技术厅、航空宇宙技术研究所(航技研)和东京航空计器以航技研的专利“多角锥台型皮托管式探头”为基础,开发出飞机在飞行中的气流速度、压力、方向等测定用的机载式飞行速度向量计测装置。由探头、向量运算处理器、运算处理软件组成。与以往装置不同之处是,可用无可动部分的单一探头测气流速度的大小和气流方向。所用皮托管比以往的复杂,由中央的细管和围绕它的方形推台管组成。锥台上有20个细孔。这种结构在气流倾斜接触传感器时,也能准确测定。大型低速风洞实验表明,测定动压的误差在风洞给走动… 相似文献
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笔者介绍了一种验证灰尘气体中驻点热流率增大机理的方法。在灰尘负荷率相同,微粒速度相近条件下完成激波管2e区实验气流分别为亚声速与超声速的实验,实验结果表明,邻居为气流中驻点流率增大只与灰粒速度有关。 相似文献
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在超音速压气机叶栅的试验中,确定进口气流方向是试验的难题之一,本阐述了超音速压气机叶栅“唯一攻角”的概念,介绍了计算方法和“唯一攻角”的试验研究,试验结果表明:(1)此计算方法是正确可行的。在实际的超音叶栅试验中,具有较大的实用价值。(2)对于以超音速进气的叶栅,当叶栅参数一定,进口气流角β1的大小仅取决于进口马赫数M1。(3)反压改变,仅影响叶栅槽道中的气流流动。 相似文献
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超声速气流中的煤油喷雾研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了强化液体燃料超声速燃烧,注入的液体燃料以喷雾(Spray Atomiztion)的方式,以使加速蒸发和混合。油雾直观力像对研究喷燃烧的内部复杂现象有很大帮助。由于实验上的困难,超声速气流中的喷雾图像较为罕见。笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法。实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行,实验结果表明,煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似,喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加。 相似文献
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采用入流模型描述了非均匀定常垂直气流在旋翼上的分布.用改进的非线性VKS模型计算粘弹减摆器的复模量;分析了直升机从悬停到小速度前飞时,定常垂直气流的非均匀分布对直升机平衡操纵以及对系统摆振后退型模态阻尼的影响。分析结果表明:非均匀垂直气流对平衡时的周期变距操纵有较大影响;对减摆器具有非线性特性的直升机来说.非均匀垂直气流对其摆振后退型模态阻尼有显著影响,而减摆器具有线性特性时.则影响很小。 相似文献
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大型结冰风洞气流场适航符合性验证 总被引:3,自引:0,他引:3
大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件。为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流速度和喷嘴干空气射流对流场特征参数(气流速度、气流偏角和气流湍流度)的影响,最后评估了试验段内气流场品质,获得了结冰风洞气流场控制包线。结果表明:喷雾耙结构会影响试验段内气流速度和气流偏角空间分布形态,进而导致了非均匀峰值区的形成;增大试验段气流速度会改善气流场品质,但喷嘴干空气射流会显著恶化试验段气流速度低于60 m/s的气流场品质;3 m×2 m结冰风洞主试验段气流场品质在主要试验速度范围内均满足适航审定要求。 相似文献
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对S弯扩压管道内安置自动定位叶片后的气流流动特性进行了实验研究。结果表明,位于模型进气口处的可转动叶片在气流作用下能有两个自动稳定的位置。如果忽略可转动叶片转动轴的摩擦力矩,当叶片处在这两个自动稳定位置时,气流对叶片的合作用力矩为零。研究结果还进一步表明,自动定位叶片对S弯进气道出口压力场与速度场起着重要作用。本研究为以后如何采取叶片技术抑制S弯进气道出口的旋流流动,以及模拟旋流流动提供了重要技术基础。 相似文献
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施加非定常气流脉动激励将大幅度减少叶栅分离损失。而激励的效果与本身的气流脉动脉动频率以及强度等因素有关。为了考察非定常气流脉动激励对叶栅气流分离的作用,以及激励作用效果最佳时激励脉动频率与叶栅分离旋涡脱落频率之间的关系,进行了叶栅分离旋涡脱落频率的测量。实验在环形叶栅实验台上进行,利用IFA300热线风速仪等测试仪器进行实验,分析了不同实验条件下环形扩压叶栅后流动脉动的分布情况。结果表明,在不同迎角以及不同测量位置处(叶中和端壁压),所测环形扩压叶栅后的流动分离均存在某一特征频率。此外对导流叶栅后和环形扩压叶栅后的流动情况的对比说明了在叶轮机械非定常流中流动分离频率的锁定(lock on)现象^[1]。 相似文献