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131.
本文报导了1992年7月在美国纳希维尔召开的 AIAA 第17届航空航天地面试验会议的概况。简要地介绍了讨论航空航天地面试验面临的技术挑战,CFD 和地面试验的相互作用,美国气动力学与气动热力学研究的未来等三个大会报告的内容。介绍了在会议报告中叙述的对高超声速气动试验的新要求和自由飞弹道靶、 脉冲风洞、稀薄气体设备、电弧加热器的新进展。最后,对我国高超声速气动试验的发展提出了建议。  相似文献   
132.
本文简要介绍了一种计算亚声速飞机外挂物气动载荷和分离轨迹的工程方法。本方法分别采用源汇模型和涡格模型模拟母机的体积效应和法向力效应,采用迭代方法计及母机-外挂物之间的二阶干扰。在气动中心高速所研制的战术导弹气动特性工程计算方法的基础上,以迎角沿弹身轴线和翼片变化的流动条件代替该方法中的均匀来流条件,而建立了非均匀流场中外挂物气动载荷的计算方法。最后采用四阶的 Adams 数值积分方法求解六自由度运动方程而得到外挂物的分离轨迹。与国内外其它计算方法相比,本方法具有适用范围广、迅速、方便、实用等特点。本方法对一系列算例进行了计算,其结果与风洞实验数据具有令人满意的一致性。  相似文献   
133.
三角机翼过失速非定常空气动力特性研究   总被引:4,自引:1,他引:4  
在3m低速风洞中研究了70°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台,它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度,迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围0°-90°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出:当作大迎角纵向过失速机动时,其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征,它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角(α>30°)具有阻尼特征,但在高迎角时(3  相似文献   
134.
一种适用于具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的腹部支撑方式、腹支装置的设计要求和试验方法、以及腹支撑干扰的机理在此作了介绍,并给出了一些实验结果和对实验数据的修正方法.  相似文献   
135.
本文首先简述了风洞实验数据精确度对飞机性能的影响,然后,介绍了国内外风洞实验数据精确度标准,最后,给出了国内外风洞实验数据精确度与该标准的比较。  相似文献   
136.
在飞行器气动力汽动热的各种研究方法中,由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大──摸型直接在自由大气中飞行,因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义;强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性;较为详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的17个主要因素──在制定模型自由飞试验研究的总体方案/各分系统方案,以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中,它们都是不容忽视的重要技术环节。  相似文献   
137.
本文研究了风洞干扰对YF16模型实验数据的影响,特别着重于阻塞效应。结论是:提高大攻角实验数据准确度的关键在于减少和修正由于阻塞效应引起的系统误差。  相似文献   
138.
本文从三个方面研究提高天平测量精确度,包括:设计一种小干扰的元件结构;精心选优,精心粘贴,高质量的温度自补偿箔式应变计,尽可能实行体轴校正,无法实行体轴校时,应对载荷进行轴系修正。Φ18六分量天平作为课题研究的实例,标模动校测量精度达到国家标准标规定的先进指标。地轴校载荷修正后的标模动校结果与体轴校的标模动校结果吻合。  相似文献   
139.
本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数K的选取原则;对影响模型质量m_m的诸因素进行了深入的分析;剖析了真实飞机发生尾旋的高度H_A与模型试验高度H_m的确定问题;对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。  相似文献   
140.
风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值,必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以0.1mm细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上,然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片,从而获得模型在高超声速(M_∞=9.9)流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。  相似文献   
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