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991.
本文通过座舱盖跨声速阻力的试验研究及理论计算程序的设计,建立了高速座舱盖参数选择、工程估算及理论计算预测性能的方法,完成了试验前的理论设计工作。经4个系列13个座舱盖模型的试验,分别研究了座舱盖最大高度、最大宽度、细长比及风挡后倾角对阻力特性的影响,为高速飞机座舱盖气动设计的参数选择提供了一般准则;并为座舱盖跨声速阻力的工程估算提供了应用曲线。本文用有限差分法建立了可适用于不同外形的机身-座舱盖的压力分布及气动力计算的程序。 相似文献
992.
本文研究了直升机对风切变的动态响应。文中采用两种不同的风切变模型,按规范要求,利用对数模型分析了直升机对风切变的动态响应,利用线性模型分析计算了风切变参数对直升机动稳定性特征根的影响。所用的桨叶具有水平铰外伸量,桨叶根部有弹性约束,且仅考虑桨叶的刚性挥舞运动。诱导速度在桨盘处的分布则采用王氏固定涡系涡流理论所导出的诱导速度非均布公式。本文对直升机动力学方程不作线化处理。 本文推导计及风切变速度的旋翼力和力矩、旋翼挥舞运动方程和直升机动力学方程,最后以某型直升机为算例,用较好的计算方法计算了平衡数据和稳定性特征根以及对风切变的响应,并分析了风切变参数对稳定性的影响。 相似文献
993.
火箭发动机排气羽流的影响是研制火箭运载器的一个关键问题。本文综述了羽流对航天飞机和火箭底部流动、底部加热的影响。重点综述了冷气试验方法,并指出了冷气模拟试验的相似准则的参数组合关系式。冷气试验费用不大,试验周期短,是确定底部压力的最佳方法,试验重点在跨声速和低超声速飞行区域。本文对热气试验方法也作了介绍。热气试验可模拟羽流的真实热力学特性,但耗费大,技术复杂。火箭发动机羽流模拟应由风洞试验来确定。本文简述了进行羽流模拟试验的地面试验设备。 相似文献
994.
995.
本文用涡格镜像法计算小迎角时翼身组合体的地面效应。在机身上分布离散的马蹄涡系(涡格)。在机身内部分布机翼的马蹄涡系对机身(圆)的镜像涡系。在机身表面分布空间源(汇)。若机身迎角不为零时,还要沿机身轴线分布二维偶极子。用这种翼身组合体的对地镜像来模拟地面的作用。本文主要研究小迎角的情况。故翼身组合体及其镜像均与地面平行。在TQ—16电子计算机上,用ALGOL—60语言编成程序,计算了翼身组合体在接近于地面时纵向空气动力特性,其结果为:升力曲线斜率随高弦比的减少而增加、低头力矩随之增加,压力中心也随着变化。 相似文献
996.
997.
998.
999.
采用X射线衍射、金相显微镜和扫描电镜研究了TC21合金自β相区慢速冷却过程中相组成及微观组织变化。结果表明:慢速冷却过程中,TC21合金主要的相转变为β→α,且有少量金属间化合物,如Ti2AlNb(O)相和Ti2AlNb(B2)相析出;以1℃/min速率冷却过程中,α相在晶界形核,并向晶内长大,晶粒内部没有形核,形成全片层组织,以5℃/min速率冷却过程中,晶界与晶内均形核,并竞争生长,形成有少量网篮状形貌的片层组织;冷却速率对合金室温态组织特征(α片层厚度、α集束大小、α片层体积分数)的影响很大,随着冷却速率的增大,α片层厚度、α集束、α片层体积分数均减小。 相似文献
1000.
直通型篦齿泄漏的特性试验 总被引:1,自引:1,他引:1
对广泛应用于航空发动机的直通型篦齿进行试验,测量了不同结构组合,不同工况参数下直通型篦齿的流量和压力,计算得出相应的换算流量系数,分析了倾斜角度、间隙以及转速对换算流量系数的影响,并获得经验关联式.研究表明:当进、出口气流压比较小时,篦齿换算流量系数随压比增加较快,然后增加缓慢,并渐趋于一定值;相同压比下,篦齿向来流方向倾斜角度和间隙宽度减小,换算流量系数均减小,倾斜角度存在最佳值,应在45°~60°;转速的影响过程较为复杂,在本试验范围内换算流量系数随其增加而减小. 相似文献