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311.
微型飞行器由于飞行雷诺数比较低,其流动现象和机理比较复杂,对其进行相关的实验研究是尤其的必要且可行。本次试验通过由带有一定厚度和弯度的翼型构成的矩形机翼和反齐默曼机翼的对比实验、不同弯度的对比试验、不同参数的鸭翼实验以及翼尖小翼实验,重点分析了平面布局、弯度、鸭翼以及翼尖小翼对气动特性的影响。试验结果表明:在带有一定厚度和弯度的情况下反齐默曼气动性能好于矩形翼;适当的弯度能提高飞行器升力特性和纵向稳定性;鸭翼能有效地提高微型飞行器的气动特性;翼尖小翼能改善飞行器的升阻特性。 相似文献
312.
313.
湿式多片电磁离合器的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
首先介绍了湿式多片电磁离合器的结构原理及特点,并根据实际应用情况重点介绍了整体和分轴两种安装形式,以及其在使用过程中的润滑和控制电路,最后总结了应用效果和使用中的注意事项。 相似文献
314.
315.
316.
提出了3种不同的微型飞行器气动布局方案:平直机翼、"M"形机翼和附加翼稍小翼的气动布局形式.设计、制作了无动力弹射模型和弹射发射平台.通过多次无动力弹射试验,对相关数据进行了对比分析,发现在上述3种气动布局形式中,以具有一定高度的翼稍小翼的气动布局形式为最好. 相似文献
317.
“飞翼”型或翼身融合体布局的亚音速长运距、超高容量的旅客机在直接使用费用和燃油效率方面具有显著的优势,然而,这种主要在布局上的变化给研制发展和使用带来很大的困难。能够给“纯飞翼”和传统的飞机之间起到连接作用的混合性布局,可以在很大程度上战胜并克服这些困难,同时又能保持飞翼一高升阻比的主要优势,我们把这种混合型方案称之为翼身一体化方案。翼身一体化方案的技术风险小,在生产和使用传统的飞机时通用性高,而且旅客的舒适性和安全性也高。文章对750座级的翼身一体化飞机以及它可能具有的特性作一简单介绍并与相同容量飞机作一简单地比较和评估。 相似文献
318.
尾吊布局飞机发动机与机翼的近距耦合问题 总被引:1,自引:0,他引:1
本文通过CFD计算和风洞试验测量,对尾吊布局飞机发动机与机翼近距耦合时存在的发房/吊挂对机翼的气动干扰、进气道流场畸变、深失速等问题进行了分析研究,并结合具体设计工作取得良好效果. 相似文献
319.
定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证 总被引:2,自引:1,他引:2
针对一种定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道开展了数值仿真研究, 结果表明:随着来流马赫数的增加, 进气道总压恢复系数下降, 而流量系数却先上升, 在设计点达到最大值后下降.当攻角变化时, 小攻角α<6°时迎背风两侧进气道总压恢复系数虽有下降但变化幅度不大, 对于流量系数, 在小攻角α<6°下背风侧进气道高于迎风侧进气道, 但两侧总的流量随攻角变化不大;在大攻角状态下(α=6°~9°), 背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈, 而迎风侧进气道总压恢复系数虽然下降但流量系数却有上升.同时, 与实验结果对比表明, 两者规律趋势一致. 相似文献
320.
带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。 相似文献