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民用客机后机身外形设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
CC-200是一款单通道、中程大型民用客机。CC-200民用客机具有大展弦比、小后掠角、相对较低的巡航速度等技术特点。CC-200的后机身的外形长度为6.458 m,上掠角为12°,与地面水平线的最小间隙值为0.15 m。后机身外形及其它部段的外形采用CATIA V5软件建立了三维数模,后机身采用ESDU 80006和ESDU7011中的方法进行阻力增量的计算、评估。计算表明,在机身迎角一定的情况下,后机身阻力增量随着上掠角的增大而增大。 相似文献
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为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以西工大高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,实验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅实验件后来流马赫数、来流攻角、叶片数对叶栅流场准确性、均匀性以及周期性的影响。研究结果表明:空风洞内主流区域宽广且基本均匀,马赫数偏差不超过0.005,气流角偏差不超过;加装叶栅实验件后的周向流场分布表现出不对称,靠近可移动上侧壁的三个通道的来流均匀性和准确性普遍较差,叶栅中间和偏向可移动下侧壁的通道来流均匀性和准确性较好;来流攻角对叶栅进口流场品质的影响比马赫数更大,在负攻角和较小的正攻角下,叶栅进口流场品质较好;在较大的正攻角下,叶栅来流均匀性和准确性明显下降;叶栅进口流场品质直接影响着叶栅通道内以及出口流场的周期性。 相似文献
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基于验证的数值模拟方法,针对带容腔结构的围带式静叶,研究了容腔泄漏流对其性能的影响以及容腔泄漏流与主流的相互干涉作用。在不同的来流附面层厚度下,探讨了叶栅二次流运动和角区分离发展情况,并通过总压损失系数和熵增系数对性能变化进行评判。结果表明:附面层厚度的增加使无容腔扩压叶栅总压损失系数和熵增损失系数增加。容腔泄漏流使叶片前缘出现容腔泄漏涡,并对通道涡的发展和集中脱落涡的大小产生影响;同时容腔泄漏流加强了叶栅通道内的三维流动效应,削弱了近端壁面流体的横向偏转;随着附面层增厚,带容腔的扩压叶栅的总压损失系数和熵增损失系数变化程度不明显。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2019,(6):31-35
为研究航空发动机中心锥锥角对发动机腔体电磁散射特性的影响,采用迭代物理光学法和矩量法计算了不同锥角下雷达散射截面(RCS)随探测角度的变化,分析了不同探测角度范围下RCS平均值的变化趋势。结果表明:在-6°~6°探测角下,中心锥半锥角45°为RCS均值峰值点,半锥角40°及60°时出现RCS均值波谷值;40°或60°半锥角可作为航空发动机中心锥设计参考值。 相似文献
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介绍了曲锥前体/内转进气道一体化的设计方法,针对进气道侧壁外扩角这一设计因素,设计了具有不同捕获形状的两套一体化构型,并完成了两套模型在马赫数Ma=6.0、0°迎角状态下的风洞试验及数值模拟对比。结果表明,基于该一体化设计方法,曲锥前缘产生的初始入射激波在设计状态下能够完全封闭进气道唇罩,进而起到抑制唇罩溢流和提高一体化构型流量捕获能力的效果。在设计条件下,进气道侧壁外扩角的增加有助于减少侧壁产生的溢流,从而提高一体化构型的流量捕获能力。同时,外扩角的增大将导致下游反压前传速度加快,从而恶化进气道的内部流场并降低一体化构型的反压特性。因此,设计此类一体化构型时,需要考虑外扩角对捕获流量和进气道出口性能的综合影响,选择合适的进气道侧壁外扩角度以达到设计需求。 相似文献