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821.
822.
提高民航发动机起飞EGT裕度的措施 总被引:1,自引:0,他引:1
随着航空发动机状态监控与故障诊断技术的不断完善与提高,目前航空发动机的维修思想已由"预防为主"转向"以可靠性为中心",维修方式相应地由"定时维修"转变为"视情维修".实现发动机视情维修的基础是对发动机的主要性能参数进行实时监控,而发动机起飞EGT裕度是衡量发动机性能的主要参数,EGT裕度越大表明发动机的健康状况越好. 相似文献
823.
824.
本文研究了机身模型在迎角0 ̄90°范围内的气动特性,实验风速为21m/s,相应的实验雷诺数(基于机身直径)为0.86×10^5。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比,以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等5种前体以及相应的后体:所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细 相似文献
825.
突扩回流与大速差射流回流湍流气-固两相流动的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
本文建立了气-固两相流的多连续介质模型,并分别对突扩回流与大速差射流回流这两种与实际工程应用密切相关的复杂流动条件下的受限湍流气一固两相流动进行了数值模拟。单相湍流回流流场的模拟结果与实验符合良好。两相流动的模拟结果表明,与突扩回流相比,大速差射流回流更有利于实现较高的颗粒浓度与气相回流区及低速尾流区的匹配,增加两相滑移速度,延长颗粒停留时间及强化两相间的混合。 相似文献
826.
827.
绕翼型分离流结构的数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。 相似文献
828.
采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型,使用时域动态响应的方法,研究了F-16飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性,并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论:F-16飞机具有深失速特性,若进入深失速后,可用先拉杆后推杜操纵方法改出;F-16飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感;在改出尾旋过程中,方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止 相似文献
829.
一组近耦合鸭式布局的低速气动力数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
本文使用位流中前缘离体涡模拟的数值计算方法,对于不可压流动,大迎角情况下的气流流经一组近耦合鸭式布局的流动,进行了数值模拟。分析表明,在大迎角下,在一定的主翼-鸭翼的参数选择和位置配置下,鸭式布局的升力较之单独主翼为高的主要原因是因为鸭翼有推迟主翼离体涡破碎的作用,鸭翼离体涡在主翼翼面上形成的负压以及鸭翼离体涡流动造成的主翼流场的变化,也是提高主翼升力的因素。 相似文献
830.
本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。 相似文献