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941.
本文简要介绍了FL—2风洞“双转轴”变β机构的运行原理,给出了具体方案,并对危险截面进行了强度计算。  相似文献   
942.
943.
944.
带减阻杆高超声速飞行器外形气动特性研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
采用高超声速风洞测力试验方法测量钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性,研究减阻杆的气动减阻原理,分析了多组不同构型减阻杆的减阻效果。结果表明,减阻杆显著减少了钝头飞行器高超声速的阻力,最大的减阻率达到60%之多;减阻效果与减阻杆构型和迎角状态密切相关;减阻杆会诱发稳定性、“热斑”以及非定常脉动等不利问题。  相似文献   
945.
风洞试验模型技术新发展   总被引:1,自引:0,他引:1  
风洞模型试验是航空航天飞行器研制的重要环节之一。试验模型的设计制造关系到风洞试验的数据质量、效率、周期和成本。本文归纳了近年来国外风洞模型技术的最新发展,分析了快速成型技术在风洞试验模型制造中的发展和应用;阐述了欧、美遥控风洞模型技术的发展理念、关键技术和应用研究;概述了风洞试验模型采用的新材料、抑振和变形测量技术。  相似文献   
946.
粗糙壁面表面传热数值计算比较   总被引:2,自引:1,他引:1  
为了计算冰形模拟中的表面传热系数,给出了三种粗糙壁面表面传热系数计算方法,即传统的边界层积分法、基于k-ε湍流模型及标准壁面函数的计算方法(k-ε法)和基于Spalart-Allmaras湍流模型在粗糙壁面扩展的计算法(S-A扩展法).计算了直径为15cm、表面等效沙粒粗糙高度为1.35mm的圆柱,在Re分别为8.8×...  相似文献   
947.
本文介绍进气道模型风洞实验,当实验M敷不主,流量调节锥锥位L不变时,不同的玖角,不同的侧滑角及不同的模型组合状态.其流量系数和总压恢复系数的坐标点是一条直线,且通过坐标原点.该图简称σ~φ~L线性图.利用该图,气动分析人员可以迅速合理地布置实验点的锥位,分析实验结果,修正实验数据。  相似文献   
948.
叙述了8m*6m风洞洞壁升力效应的模拟方法,计算了8m*5m风洞的升力干扰因子,并和8m*6风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值进行了比较。  相似文献   
949.
本文简要介绍了风洞测控系统组成、测控系统软件包及中心控制系统软件。  相似文献   
950.
本文提出了一种计算高速风洞模型支架形式对飞行器模型纵、横向气动力干扰量的数值计算方法。文中从跨音速全位势积分方程出发,编制了适用于计算支架系统对飞行器模型亚、跨、超音速纵、横向气动力干扰量的计算程序。通过对各种飞机模型纵、横向实验结果的修正计算表明,该计算程序使用方便,计算速度快,在中、小攻角和小侧滑角范围内计算结果与实验值有较好的一致性。可以做为选择模型支架形式和几何外形参数的理论工具,同时也为高速风洞纵、横向实验数据的支架干扰修正提供了可行的技术方法。该计算程序还具有飞行器模型几何外形和表面等压线以及压力分布云图显示功能。  相似文献   
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