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为准确计算飞机起飞滑跑距离和起飞航迹,应用数值插值方法,对起飞性能计算中发动机推力的确定方法进行了改进,提出以发动机推力曲线图所给推力为基础,利用分片双二次插值函数法确定发动机推力。基于改进算法对某型飞机发动机推力和起飞航迹进行了实际计算,计算结果表明,改进后的方法比原有方法更准确。 相似文献
524.
舰载机环境分析及环境试验技术探讨 总被引:3,自引:0,他引:3
针对舰载机与陆基飞机在服役环境上的差别,分析了舰载机面临的特殊停放环境和使用环境;通过对舰载机环境试验国内外现状的分析,指出了我国舰载机环境试验目前存在的问题;最后对舰载机环境试验项目及弹射起飞和拦阻着舰冲击试验、酸性盐雾试验、综合环境试验等舰载机特殊环境试验技术进行了简要讨论,并提出建议。 相似文献
525.
考虑动力影响的大型运输机增升构型气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为满足现代大型运输机增升系统高效、稳定的设计需求,以某型运输机增升构型为研究对象,通过数值模拟方法研究了动力因素对全机气动特性的影响。数值模拟结果表明:在动力因素影响下,全机最大升力系数增加46.2%,失速迎角增加11°;全机静安定度降低30.89%。通过流场机理分析可知:动力因素不仅对短舱后方襟翼当地流场有较大改善,而且对短舱和主翼上表面流场以及平尾当地迎角也有显著影响。基于以上结论,在运输机增升构型设计过程中,要充分考虑动力因素对各个部件当地流场的影响以提高升力特性;同时要权衡动力因素使机翼低头力矩增加、平尾低头力矩降低这两种趋势相反的影响结果以改善俯仰力矩特性。 相似文献
526.
本文根据收集到的关于超音速失速尾旋的动态记录资料,探讨了超音速失速尾旋的成因、动态特点以及与超音速气动惯性旋转、超音速颤振等现象的区别. 相似文献
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简要介绍后置旁侧进气道模型风洞吹风试验结果,特别对大攻角大侧滑角下进气道工作状态进行了详细的讨论。 本试验共设计了A、B两套模型,A模型为半锥进口,采用双下腹部后置旁侧布局;B模型为轴对称进口,采用十字型后置旁侧布局。进气道从气动上采用了单锥混合式、超额定工作设计。试验马赫数M-H为2.0,2.5;攻角为-14°,-12°,-10°,0°,10°,12°,13°;测滑角为0°,10°,12°,14°,15°。 试验结果表明A、B两模型在大攻角、大侧滑角条件下能稳定工作。在进气道拐弯突扩几股气流掺混的条件下测量总压的方案是可行的,其测出的进气道总压恢复系数是令人满意的。 相似文献