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381.
382.
建立了T尾有限元模型,以及T尾带后机身等不同支持情况的动力学模型,并分别分析了它们的固有频率特性。为了简化计算规模,只进行一般地定性研究,忽略了T尾平尾有攻角、安装角或上反角引起的附加的广义气动力的影响,用偶极子网格法计算了临界颤振速度,并分析了不同的颤振特性。最后,得出后机身的不同支持刚度对T尾的临界颤振速度影响的趋势曲线。本次计算结果为以后的T尾的颤振分析打下了基础,为后机身的刚度分配提供了宝贵的数据支持。 相似文献
383.
现代喷气式飞机的主要噪声源之一是在机翼的尾缘及喷流发动机的出口处,即流体流过尾缘时产生的强烈脉动,目前这类脉动产生噪声的机理尚不清楚。用直接数值模拟的方法,研究了二维亚音速情况下,上下来流相同的流体流过无限薄平板时。平板单边的T-S波和尾缘及尾迹流相互作用产生声场的可能性。结果表明,尾迹流中的Lighthill应力张量能在远场产生声场。此时声源不是点,而是一个区域,该声场的波动特征主要依赖于定常尾迹流的速度分布产生的不稳定扰动。 相似文献
384.
385.
用加速寿命试验的方法对飞机副油箱尾锥的寿命进行了评估,试验结果和领先试飞都证明用加速寿命试验确定尾锥寿命的方法是可行的。 相似文献
386.
无尾飞机布局方向控制特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案,可供无尾飞机布局参考。 相似文献
387.
边条翼飞机气动特性改进研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对边条弯扭及改变双立尾展向位置对全机纵横向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明 :边条弯扭可以在一定程度上提高最大升力系数,增加航向稳定的迎角范围,但对滚转稳定的迎角范围没有什么影响。当双立尾分别移到机身外侧置于机翼上时,可以显著提高全机最大升力系数,同时使航向和滚转稳定的迎角范围大为扩展。 相似文献
389.
根据射流场红外辐射理论,分别建立了轴对称和二元矩形喷管涡喷航空发动机尾焰在任一视线的辐亮度计算模型,利用该模型可对军用喷气式发动机尾焰外辐射进行计算评估,经测量验证,本模型计算结果与测量结果具有较好的一致性。 相似文献
390.
尾支杆干扰非线性修正方法的初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用CFD方法,采用两套网格重叠的形成,研究了一种对尾支杆干扰进行修正的非线性方法。运用本方法,研究了尾支杆等直段长度、直升和锥角对模型气动特必的影响,了四个模有攻有时的尾支杆干扰,并对GBM-04A模型的零阻进行了尾支杆干扰的修正。 相似文献