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舰载机偏中心定位弹射起飞弹射杆载荷分析 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑舰载机偏中心定位,建立了六自由度弹射起飞动力学模型,对偏中心弹射过程中弹射杆受载情况进行了分析计算,讨论了初始偏心距离和起飞重量对弹射杆载荷的影响,并详细论述了其动力学成因。研究结果表明:飞机的滚转运动是导致弹射杆承受较大弯矩和扭矩的主要原因;弹射杆弯矩和扭矩随初始偏心距离的增大而迅速增大,但其轴向拉力受初始偏心距离影响较小;在弹射滑跑初始阶段,弹射杆的轴向拉力、弯矩以及扭矩随起飞重量的减小而增大,而在弹射滑跑后期,弹射杆所受载荷则随起飞重量的减小而减小。 相似文献
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局部附面层吸除对高负荷扩压叶栅气动性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
实验研究了低速条件下局部附面层吸除对高负荷扩压叶栅气动性能的影响.采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面气动参数,并对叶片表面静压进行了测量,详细分析了局部吸气方式、吸气量和吸气位置对叶栅出口截面总压损失和负荷能力的影响.结果表明,采用吸力面两端吸气和中间吸气方式均能够有效吸除叶栅流道内低能流体,增加叶栅的气动负荷,从而提高叶栅的气动性能;采用吸力面两端吸气对叶栅气动性能的改善要优于吸力面中间吸气;叶栅气动性能的改善主要在靠近叶展中部区域,而对角区核心区和端部区域的影响并不明显. 相似文献
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通过数值模拟,研究了非矢量状态下(射流流流量为零)轴对称射流矢量喷管在低落压比时(NPR≤3.5),射流缝内形成的空腔流动对喷管推力特性的影响;利用这种影响来控制低落压比时喷管的气流分离位置,提高了喷管处于低落压比时的喷管推力系数;推力系数可以提高到0.90以上。因此合理布置双连通射流缝的位置,不仅有利于提高射流的推力矢量效率,而且有利于提高低落压比无次流时的推力系数,从而弥补射流矢量喷管几何固定带来的不足。 相似文献
36.
端壁抽吸位置对大转角扩压叶栅流场及负荷的影响 总被引:2,自引:3,他引:2
实验研究了低速条件下在端壁近吸力面处进行附面层吸除对某大转角扩压叶栅性能的影响.对叶栅出口截面参数和叶片型面静压进行了测量,并在叶片表面及端壁进行了墨迹流动显示.结果表明,端壁抽吸主要影响了吸力面/端壁角区,重新分配叶片根部负荷.在角区未发生分离的位置开始抽吸可有效推迟叶栅内的角区分离,降低损失,改善叶栅端区流动;而在角区已经发生分离的弦向位置开槽吸气则引起了局部回流,恶化了流场,增加了低能流体的掺混和气动损失. 相似文献
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四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对目前风洞铰链力矩实验中的一种三分量片式结构铰链力矩天平没有轴向力测量元件的不足,提出一种切实可行的四分量片式结构铰链力矩天平设计方案,进行了物理样机的研制,应用于某模型升降舵风洞铰链力矩实验中。实验结果与理论分析获得了良好的一致性,在舵面偏角为21°时,由忽略轴向力测量带来的舵面法向力系数相对误差百分比为14.7%,舵面弦向压心位置相对误差百分比为17.2%。 相似文献
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39.
机载或舰载武器系统惯性导航系统动基座对准的首选方案就是传递对准,速度匹配传递对准因为其较好的水平失准角可观测性以及线性量测模型得到了广泛的应用。但当载体存在角运动时,速度匹配传递对准必须对杆臂误差进行补偿,由于变形的存在,使得杆臂误差的准确补偿存在较大的困难。针对这一问题,研究了一种不需要进行杆臂误差补偿的快速传递对准方案,能够在杆臂误差较大时,以较快的速度获得较高的失准角估计精度。计算机仿真结果验证了理论分析的正确性。 相似文献
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设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响. 相似文献