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101.
以一种弧翼布局飞行器为背景,介绍了飞行器的特性;建立了线性分布式气动力模型,添加到全机的三维有限元柔性模型上,进行飞行动力学的仿真分析。研究了分布式气动力模型对弧翼布局飞行器的柔性飞行动力学特性造成的影响。通过对不同响应情况下的飞行状态的仿真计算与分析,总结出了采用分布式气动力建模的大展弦比弧翼飞行器的柔性飞行动力学的变化规律。 相似文献
102.
用于波音787的新型复合材料机翼除冰系统 总被引:3,自引:0,他引:3
在机械系统方面,现代商业飞机通常采用一系列管道从发动机内部引入加热的空气,通过加热空气在结冰机翼表面内侧的流动加热附近的机翼表面,从而达到除冰的目的。但是这不仅会使设计变得复杂,同时还会降低发动机的有效推力。所以,多年来研究人员一直在开发一种替代技术,即向机翼前缘表层里面置入导电元件来直接加热机翼表面,使冰层不会聚集变厚。 相似文献
103.
104.
本文给出M_∞=7.8和6.72,Re=3.5×10 ̄7/m和5.4×10 ̄7/m气流绕迎角为20°、30°和35°尖前缘翼运动时,平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明:(1)平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β_0和翼迎角α相关,而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数M_n相关。(2)翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响,前者在翼根部呈波谷状,而后者呈波峰状,影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。 相似文献
105.
通过数值求解全速热方程,计算了超声速来流的前机身及翼-身组合体。当流场存在亚声速区时,在此区域内采用中心差分格式,迭代求解,并引入多重网格技术,加快收敛;当流场中某些一区域沿某一方向是超声速时,在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明,本文的方法可靠,结果准确,可以向工程应用方面推广。 相似文献
106.
DLR-F4翼身组合体的阻力计算 总被引:2,自引:0,他引:2
为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度,本文采用LU—SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin—Lomax代数湍流模型,数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR—F4翼身组合体的绕流流场,综合分析了easel和case2的气动力的计算结果,并与NASA Christopher L.Rumsey采用CFL3D6.0和AFRL/VAAC Don W.Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明,本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波,边界层干扰的模拟精度,今后要重点加强湍流模型的应用研究。 相似文献
107.
微型扑翼飞行器的气动建模分析与试验 总被引:6,自引:1,他引:6
用计算流体力学的数值模拟方法研究了微扑翼飞行器的扑翼飞行的非定常空气动力学问题。在对昆虫扑翼飞行运动的仿生模拟基础上 ,对实际可飞的微扑翼飞行器的扑翼运动建立了三维翼型的运动学与空气动力学模型。利用任意拉格朗日欧拉 ( ALE)有限元方法求解出 N-S方程的数值解 ,证明简单扑翼布局所提供的升力足以克服微扑翼飞行器本身的重力使其飞行。在此基础上 ,分别计算并分析了拍动幅值、俯仰幅度以及扑翼频率等各种扑翼参数对升力的影响。最后 ,探索性的扑翼风洞试验与飞行试验结果在一定程度上验证了文中计算方法的可行性 相似文献
108.
109.
110.
为了研究鸭式布局远程弹尾翼对气动特性的影响,设计了无尾翼,“T”型尾8翼,栅格尾翼三种尾翼布局,通过风洞测力实验研究不同布局在不同马赫数及迎角状态下对远程弹气动特性尤其是滚转特性的影响。实验结果显示:安装“T”型尾翼的模型和安装栅格尾翼的模型相比,在跨声速阶段,其升力特性优于栅格尾翼,也更利于滚转控制,但在超声速区域,栅格尾翼模型具有明显的升力特性优势,同时也容易进行滚转控制,而减小阻力是栅格翼将来需要解决的问题。 相似文献