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101.
102.
开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究 总被引:1,自引:1,他引:1
针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。 相似文献
103.
高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。 相似文献
104.
基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径.主要研究了一种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路.提出了将高压压气机第1级修改作为核心机驱动风扇级(CDFS),增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体结构改进方案.描述了该变循环发动机的工作原理,确定了总体性能初步方案,进行了变循环发动机的数值模拟以预估性能收益.计算表明:超声速巡航采用单涵模式,可使推力提高5%~8%;亚声速巡航采用双涵模式,对降低耗油率不明显,但可使发动机进口空气流量增加5%,从而减小进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能. 相似文献
105.
变转速旋翼气动特性分析及试验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma<0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32%,前飞需用功率最大可以降低22%. 相似文献
106.
空中加油对接过程软管-锥套动态特性 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了加油软管-锥套系统的动态数学模型,并利用该模型进行空中加油对接过程模拟.在加油机尾流场中,根据牛顿运动定律,推导定长度软管-锥套系统的运动学方程和动力学方程;建立了变长度的软管-锥套模型来控制对接过程软管-锥套的稳定性,对软管-锥套动态特性进行了分析.在Matlab/Simulink仿真平台下搭建模型,在不同的飞行条件下对模型进行数字仿真验证.仿真结果与国内外公开试飞数据相吻合,验证了模型的正确性.所建模型可用于有人机空中加油训练模拟和无人机自主空中加油仿真等. 相似文献
107.
108.
本文叙述了求函数极值和函数最优化值的概念,并介绍了求解函数最优化值的无约束优化的DFP变尺度法及求函数有约束优化的罚函数法;并就求函数最优值方法在武装直升机结构最优化设计中的应用作一陈述。文章最后附有对方法软件考核的不同类型算例。 相似文献
109.
110.
考虑双曲型守恒律方程,对二维非结构三角形网格给出一种 TVD型有限体积方法,主要思想是在一阶单调格式的基础上,在每一个单元上对变量作单调线性重构函数,时间离散采用二阶 Runge-Kutta方法。通过计算分析了该方法的精度,对平面激波反射和空穴流动的计算结果表明该方法是成功的。 相似文献