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991.
定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,进气道出口马赫数下降,总压恢复系数升高,而流量系数保持不变。当工作马赫数大于封口马赫数时,本研究中的混压式进气道亚临界工作状态存在稳定状态,而当马赫数低于封口马赫数时,进气道亚临界状态不稳定。 相似文献
992.
加筋板稳定性微分求积单元法分析 总被引:2,自引:2,他引:0
板和加筋板结构的稳定性特性,是设计人员十分关注的一个问题。本文首次采用新近提出的微分求积单元法分析了各向同性加筋板的稳定性问题,建立了微分求积梁单元和板单元,并给出了详细的分析过程。通过与现有结果的对比验证了所建立的分析过程和程序的正确性。计算结果表明:微分求积单元法具有简单、收敛速度快、计算量少和精度高等优点。 相似文献
993.
针对某中等展弦比高速飞翼布局飞机,利用CFD计算方法,研究了一套新型舵面组合对飞机起降任务阶段纵向气动力特性的影响,并对该飞翼布局飞机不同舵面组合进行了数值模拟.仿真结果表明,采用该舵面组合在飞机的起降阶段可以有效改善其纵向气动力特性和操稳特性. 相似文献
994.
995.
《中国航空学报》2016,(6):1527-1540
A generic aircraft usually loses its static directional stability at moderate angle of attack (typically 20–30?). In this research, wind tunnel studies were performed using an aircraft model with moderate swept wing and a conventional vertical tail. The purpose of this study was to investigate flow mechanisms responsible for static directional stability. Measurements of force, surface pressure and spatial flow field were carried out for angles of attack from 0? to 46? and sideslip angles from ?8? to 8?. Results of the wind tunnel experiments show that the vertical tail is the main contributor to static directional stability, while the fuselage is the main contributor to static directional instabil-ity of the model. In the sideslip attitude for moderate angles of attack, the fuselage vortex and the wing vortex merged together and changed asymmetrically as angle of attack increased on the wind-ward side and leeward side of the vertical tail. The separated asymmetrical vortex flow around the vertical tail is the main reason for reduction in the static directional stability. Compared with the wing vortices, the fuselage vortices are more concentrated and closer to the vertical tail, so the yaw-ing moment of vertical tail is more unstable than that when the wings are absent. On the other hand, the attached asymmetrical flow over the fuselage in sideslip leads to the static directional instability of the fuselage being exacerbated. It is mainly due to the predominant model contour blockage effect on the windward side flow over the model in sideslip, which is strongly affected by angle of attack. 相似文献
996.
用不可压位流理论证明了三角形突起物后存在自由旋涡的驻定态位置 ,且在该处稳定的自由旋涡是中性稳定态。并提供了各种形状的三角形突起物所对应的自由旋涡驻定态位置。而在实验条件下 ,需用侧壁抽吸 ,才能捕捉到稳定的旋涡 相似文献
997.
林岩 《北京航空航天大学学报》1994,20(4):489-493
研究了用状态反馈使一个单输入区间系统鲁棒稳定的问题,利用Kharitonov定理构造出状态反馈并给出了一个简单的算法。 相似文献
998.
Inordertoovercometheseverallimitationsofthetraditionalmetheds,anewnumericalmethodofspace-timeconservationelementandsolutionelement(CE/SE)forsolvingconser-vationlawswasdevelopedbyChang['j.Thismethoddifferssubstantiallyinbothconceptandmethedologyfromthewell-establishedmethodslsuchasfinitedifference,finiteelement,etc.,andithasmanynontraditionalfeatures.First,spaceandtimeareunifiedandtreatedonthesamefooting,andbytheintroductionofconservationelementandsolutionelement,bothlocalandglobalfluxconserv… 相似文献
999.
王连圭 《北京航空航天大学学报》1996,22(2):233-238
对是民磁脉冲波方程的数学征物理模型之初值问题进行了研究,应用细致的先验估计,建立了该问题解的整体存在性与唯一性,并对解趋于│x│→∞处的渐近性态做了讨论。 相似文献
1000.
介绍体积仅为30mm×30mm×40mm,重量仅为50g,适用于宇航系统的新型高稳定、高可靠频率源的研制情况。给出各项技术指标的测试结果。 相似文献