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本文主要介绍在西北工业大学跨声速翼型风洞(TAWX)中的PC/XT微机上,采用数据库管理软件 C-dBAsE Ⅲ,对该风洞翼型实验数据、计算数据,几何数据和应用程序进行系统化管理的方法。文中着重说明了使用的情况,并针对该风洞的性能、特点,简单描述了所用数据库的结构框图,在此基础上较详细地叙述了实现风洞实验数据共享和存贮的具体过程,其中也涉及到了数据库的管理和维护措施。从文中可领略到使用数据库的好处和必要性。该数据库的建立和开发应用,解决了长期以来实验数据零散、管理困难、使用不便、资源无法共享等问题,提高了工作效率,为实现风洞-计算机一体化的宏伟目标迈出了第一步。 相似文献
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为了提高飞机在着陆过程中的气动性能,提出了一种新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687,最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。 相似文献
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升力体布局飞行器偏航气动增稳方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对升力体飞行器偏航弱稳定性问题,提出了一种基于当地侧向流动膨胀/压缩原理的偏航气动增稳方法.通过对升力体后体侧缘进行曲线切削,造成切削表面流动先膨胀后压缩的气动效应,从而使得侧向气动力后移,以此实现航向压心后移、偏航静稳定性提高的目的.采用数值方法对单锥升力体布局进行了方法验证,算例表明较小的侧面切削可以大幅提高中小攻角状态偏航静稳定性,但也同时会不同程度地降低飞行器纵向静稳定性、升阻比以及横侧静稳定性.本方法在改善升力体布局航向静稳定性的同时,具有不带来航向附加气动安定面的优点,可引入相关布局设计优化之中. 相似文献
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使用GAO-YONG湍流方程组计算翼型分离流 总被引:1,自引:1,他引:0
采用SIMPLE方法求解GAO-YONG不可压湍流方程组, 对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟, 给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数.与实验数据以及大涡模拟结果的比较表明, GAO-YONG不可压湍流方程组能够对翼型绕流的分离点、分离涡形态、表面压力分布、升阻特性做出较好的预测, 能够模拟翼型大攻角分离流动, 计算结果优于FLU-ENT软件中的k-ε、k-ω、k-ωsst模型的计算结果. 相似文献
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