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101.
本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV(三维粒子图像测速技术)技术得到了翼尖涡的物理特征,并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置,得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明,机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言,通过抑制翼尖涡的无量纲环量,增加翼尖涡与主机翼之间的距离,减小翼尖涡与机翼之间的相互作用,实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。 相似文献
102.
103.
脉冲爆震发动机旋流式气动阀工作机理和扰流器阻力特性的实验研究 总被引:9,自引:6,他引:3
在脉冲爆振发动机(Pulse detonation engine,PDE)上采用旋流式气动阀,并获得成功应用。在此基础上,通过测量旋流式气动阀正反向流动阻力系数,研究了旋流式气动阀的工作机理。同时,还研究扰流片形状、阻塞比、扰流片片数及间距对扰流器阻力系数的影响。研究表明:PDE旋流式气动阀反向流动阻力系数仅比正向流动阻力系数大5%~36%,并通过试验结果建立了PDE旋流式气动阀工作机理。试验中发现:扰流器的阻力系数和扰流片型式、堵塞比、扰流片数目和间距有关。这些研究结果对PDE旋流式气动阀和扰流器设计有较大的参考价值。 相似文献
104.
以绳系辅助离轨系统为背景,考虑到大气阻力摄动和子星--返回舱的非质点因素,返回舱与绳系辅助离轨系统的相对姿态将产生大幅周期性变化,这将影响或破坏系统的稳定性;同时三自由度下绳系系统的展开控制和绳系系统横向振动抑制控制也对返回舱姿态的稳定性和精度提出了更高的要求.基于此,本文建立了大气阻力摄动下的绳系系统的展开动力学和返回舱姿态动力学模型;并在此基础上,设计了绳系辅助离轨系统的相对姿态跟踪控制策略.通过数学仿真来验证大气阻力摄动下该姿态跟踪控制算法的有效性,结果表明,该控制律能够有效控制绳系辅助离轨系统的相对姿态,满足展开控制的需要. 相似文献
105.
用计算流体力学和风洞试验的方法对以锥导乘波体为基础生成的高超声速乘波飞行器的气动性能进行了研究。结果表明,以马赫数6,攻角4度为设计状态的乘波体,在马赫数5~7,攻角4~6度的范围内,都具有良好的气动特性,升阻比接近4。最后,提出了一个简单的以参考温度方法为基础的粘性阻力分析方法。该方法配合使用风洞试验和计算流体的结果,可以用来验证计算流体中难以计算准确的粘性阻力,也可以用来分析在风洞试验难以直接得到的粘性阻力。对于工程上的粘性阻力分析是一个有用的办法。 相似文献
106.
为改善飞艇气动性能,提高推进系统的效率,增加飞艇承受有效负载的能力并延长其运行时间,将飞艇艇体气动阻力和艇体表面积两个主要因素引入到平流层飞艇外形优化设计中,建立了复合目标函数,在飞艇体积不变的前提下,采用EXTREM数值优化算法,对平流层飞艇外形基于B样条曲线参数化方法在体积和长度不变的限制条件下,进行了双目标优化设计,优化后,外形的气动阻力减小了7.12%,同时飞艇艇体表面积也减少了1.76%。文章的研究结果实现了减阻和减重的双重目标,证明了该方法是合理可行的,可为平流层飞艇总体设计提供相关参考。 相似文献
107.
108.
传统方法求解盒式翼无人机的气动特性有一定的局限性,某无人机采用负交错的盒式翼布局,翼尖高差约为5%展长,翼面系统各部件之间的干扰影响复杂。为了获得其失速特性、升降舵效率等粘性作用强烈的边界气动特性,通过雷诺平均Navior-Stokes方法分析其极曲线、失速特性和俯仰力矩特性。结果表明:诱导阻力相对同等单翼降低约9%,与理论结果接近;后翼采用-4°的有效负安装角,导致配平后最大升力系数降低较多;大迎角失速时出现抬头力矩,与前翼后掠导致的翼尖失速以及后翼位于前翼尾流中效率降低有关。 相似文献
109.
针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。 相似文献
110.
发动机短舱溢流阻力的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。 相似文献