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941.
为满足定几何高超声速进气道宽马赫数范围工作要求,提出了一种在进气道内压段布置敞开式自适应泄压槽的自适应泄压控制新概念,并利用数值仿真与风洞试验手段对一种内收缩比高达2.57、采用自适应泄压控制的高性能二元进气道Ma4下的自起动性能及其他不同工况下的总体性能进行了研究。结果表明,采用自适应泄压控制的高超进气道阻力小、接力点起动性能好、宽马赫数范围气动性能优越;正常工作状态下,通过自适应泄压槽的泄漏量小,高马赫数下几乎可实现气动自封闭。此外,风洞试验表明,自适应泄压槽还能显著提高进气道极限抗反压能力。 相似文献
942.
低温风洞流场参数快速精确控制需要建立驱动风扇功率与马赫数、雷诺数、压力和温度等运行参数间准确动态传递模型.以0.3?m低温风洞初步运行压比和状态参数测试数据为对象,归纳分析发现风洞运行压比与试验马赫数平方成近似线性关系,且相同马赫数下测试数据点分布与雷诺数成有序关系,基于该特性成功构造马赫数和雷诺数组合幂函数,并建立风洞运行压比与组合幂函数的线性关联式.结果表明在马赫数小于1.0和宽广雷诺数变化范围下该动态模型与测试数据具有良好的一致性.同时,利用空气动力学方程式也推导验证了该动态模型的理论正确性.该动态模型的建立使得风洞运行液氮需求和压缩机功率以相对简单的方式与试验状态相关联,将其应用于风洞前馈控制,必将简化风洞控制流程,缩短每个数据点的稳定时间,节约液氮消耗量. 相似文献
943.
944.
某型飞机测压试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了某机测压试验的测压剖面、测压点的布置思路,编制了某机测压实验处理程序,基于试验结果,可分别得到飞机各部件的压心、压力分布,并能够按载荷计算要求,插值得到任意弦向和展向位置的压力分布,已用于某机的气动载荷分析中。 相似文献
945.
针对一种小孔节流多孔供气闭式结构的高速静压球轴承,采用有限元方法,分析了动静压混合润滑承载性能,得到气膜上的压力分布规律。在此基础上,求解并分析了转子旋转速度以及轴承设计气膜间隙、供气压力等对径向和轴向承载能力、刚度、润滑姿态角的影响规律,并比较了动静压混合润滑和纯静压润滑的不同。 相似文献
946.
947.
948.
949.
基于《飞机设计手册》中整体壁板的设计方法,在最佳设计面积比的情况下,可以得到较高的结构承载能力,但是蒙皮与长桁分离面的确定给实际设计工作造成很大障碍。本文针对这一问题开展了相关的研究工作,对蒙皮厚度在4~6 mm范围内的"T"形整体壁板,给定分离面位置,在结构质量一定的条件下以最大失稳载荷为设计目标,得到蒙皮与长桁的最佳设计面积比。以此面积比设计的厚蒙皮"T"形整体壁板其承受轴压载荷的能力最强。 相似文献
950.