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开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。 相似文献
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就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。 相似文献
537.
采用Thermecmaster-Z型热压缩试验机,在900~1250℃温度范围内、和10-3~1s-1应变速率条件下对铸态和挤压态Til-46Al-6(Cr,Nb,Si,B)at%合金(以下简称G4合金)进行了热压缩模拟试验,建立了两种状态下G4合金的加工图.并以加工图为基础,结合组织观察,研究了高温下该合金的变形特性.结果表明:G4合金的高温变形性能受温度和应变速率强烈影响,并呈现不同特征;流变应力随变形温度升高而减小,随应变速率增大而增大;挤压态G4合金具有比铸态G4合金更好的稳定流变能力和更宽的可热加工窗口;动态再结晶(DRX)是导致G4合金流变软化和稳定流变的主要原因;铸态G4合金的最佳变形温度为1150~1200℃,应变速率为10-2.5~10-3s-1,挤压态G4合金的最佳变形温度为1050~1150℃,应变速率为10-1.5~10-2.5s-1;G4合金的主要失效模式包括表面开裂、局部流动和楔形开裂. 相似文献
538.
以降低涡扇发动机排气系统红外辐射为目的,针对某型涡扇排气系统构建1/3缩比模型,采用实验的方法比较了中心锥有/无冷却的排气系统喷流温度场和红外辐射场,验证了中心锥冷却结构能够大幅度降低涡扇发动机排气系统尾向红外辐射强度.研究结果表明:中心锥表面在外涵气体冷却下温度降低,同时尾焰核心温度也降低.当涵道比为0.3时,在0°~10°范围内,气膜冷却中心锥体排气系统红外辐射降低24%~32%;在20°~90°范围内,红外辐射强度降低0.8%~2.1%.当涵道比增加到0.8时,0°方向的红外辐射强度降低60%;20°~90°范围内的红外辐射强度降低了33%~51%. 相似文献
539.
540.
组合压气机中导流叶片的尾迹抖动特性 总被引:1,自引:1,他引:1
为明确多排叶栅压气机中影响静叶尾迹抖动特性的因素及机理,探索调制静叶尾迹抖动周期和幅值的方法,采用数值方法对设计流量为1.12kg/s,转速为60000r/min的一级轴流和离心叶轮组成的组合压气机的非定常流场进行模拟.结果表明:静叶尾迹抖动除受几何因素影响外,还受上下游转子干涉影响,且上下游转子叶片通过频率的异同将影响静叶尾迹抖动的周期性.当上下游转子叶片同频通过时,改变动叶的时序位置可以调制静叶尾迹抖动幅值的大小.另外,静叶尾迹抖动幅值沿叶高方向并不相同,低叶高处静叶尾迹抖动幅值明显大于中、高叶高处静叶尾迹抖动幅值. 相似文献