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191.
192.
Numerical prediction and wind tunnel experiment for a pitching unmanned combat air vehicle 总被引:1,自引:0,他引:1
Russell M. Cummings Scott A. Morton Stefan G. Siegel 《Aerospace Science and Technology》2008,12(5):355-364
The low-speed flowfield for a generic unmanned combat air vehicle (UCAV) is investigated both experimentally and numerically. A wind tunnel experiment was conducted with the Boeing 1301 UCAV at a variety of angles of attack up to 70 degrees, both statically and with various frequencies of pitch oscillation (0.5, 1.0, and 2.0 Hz). In addition, pitching was performed about three longitudinal locations on the configuration (the nose, 35% MAC, and the tail). Solutions to the unsteady, laminar, compressible Navier–Stokes equations were obtained on an unstructured mesh to match results from the static and dynamic experiments. The computational results are compared with experimental results for both static and pitching cases. Details about the flowfield, including vortex formation and interaction, are shown and discussed, including the non-linear aerodynamic characteristics of the vehicle. 相似文献
193.
针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。 相似文献
194.
颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。 相似文献
195.
针对航空发动机燃油控制系统中二阶非定常执行机构通常出现设计困难的问题,介绍一种变结构控制方法,将二阶非定常执行机构变成确定的一阶惯性环节,该方法既充分利用其优点"不变性"又可以规避其突出缺点"抖振",特别适用于驱动脉冲比例调节阀;同时提出脉冲比例阀的变结构调节中遇到的实际问题(例如微分的精度问题)的解决办法,以及影响该方法可行性的若干必要条件。结果表明:符合条件时变结构控制在基于脉冲比例阀的燃油调节系统中是可行的。 相似文献
196.
本文研究埋定常轴对称自由旋涡流动结构的可压缩效应,探索旋涡的密度变化,粘性扩散和热传导的耦合作用机制。在回顾了前人某些典型结果之后,首次给邮了具有轴向拉伸率的可压缩非定常轴对称自由旋涡在高Re数和小M数下的近似解析解。 相似文献
197.
LU—ADI方法在求解跨声速翼型绕流问题中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
本文利用LU-ADI方法求解了跨声速范围内的Euler、NS方程。研究了边界的处理和某些求解方法的改进。 相似文献
198.
199.
Effects of yaw-roll coupling ratio on the lateral-directional departure prediction and restraint 总被引:1,自引:0,他引:1
The experimental data obtained from yaw-roll coupled wind tunnel tests are used for lateral-directional departure prediction, by linearizing the_b model to extract nominal dynamic derivatives at each coupling ratio.The prediction results are compared with those of the existing engineering methods which are based on the conventional aerodynamic derivatives.The comparison shows that the yaw-roll coupling ratio has a great influence on the departure susceptibility.The departure resistance will loss in partial region of the coupling ratio when the angle of attack is higher than a critical value.According to the stable and unstable regions of coupling ratio, a two-segment stability augmentation system with two different feedback gain matrices is obtained by pole-placement method.The two-segment stability augmentation system is used in the simulations of straight and level flight, steady turn, spin recovery and Herbst maneuver.The simulation results are also compared with the applications of a fixed-gain stability augmentation system designed by the conventional aerodynamic derivatives.When the yaw-roll coupling effects are fully considered, the two-segment stability augmentation system is more effective for departure restraint and can provide a better flying quality with less control energy. 相似文献
200.
本文提出了求解核函数方程的辅助核法。此法克服了偶极子栅格法对网格分布的限制,具有更大的适用范围。数值计算表明,此法对求解绕翼型的跨声速激波流动是很有利的。 相似文献