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91.
介绍飞机大攻角标模在高速所1.2m和0.6m风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外2.5m和0.6m风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验M数均为0.35~0.8;两座0.6m风洞试验攻角为0~29°;侧滑角高速所为5°,国外为5°、10°。1.2m和2.5m风洞的试验攻角为-3~48°;侧滑角为5°、10°。研究表明,该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。 相似文献
92.
93.
着重综述飞机在大攻角飞行中遇到的非定常气动力问题,同时强调进一步发展非定常空气动力学对先进飞行器设计具有重要意义。 相似文献
94.
95.
共轴式直升机飞行性能分析 总被引:3,自引:0,他引:3
从总体设计角度,对双旋翼共轴式直升机的悬停和前飞性能计算进行了分析和研究,建立了一套工程实用的计算方法,编制了程序,计算了算例。特别在悬停状态下,根据滑流理论,考虑了双旋翼的相互气动干扰,经过合理的简化、推导和求解,得到了适合不同旋翼间距的悬停性能计算公式。为了验证理论分析的正确性,在旋翼实验台上进行了双旋翼气动特性实验。试验结果表明,上述的分析和计算方法可以较好地满足直升机总体设计要求,并取得了 相似文献
96.
悬停旋翼的自由尾迹计算 总被引:2,自引:1,他引:2
在随桨叶旋转的坐标系中,建立了悬停旋翼自由尾迹计算的迭代方法和模型。文中以两种不同的模型旋翼为例算,对叶尖涡的轴向和径向位置进行了计算,并与已有的试验结果进行了对比。检验了模型的可靠性,运用上述自由尾迹模型,分别研究了不同叶尖马赫数,桨距角和桨叶片数对悬停尾迹形状的变化,表明了旋翼参数对自由尾迹形状的影响。最后,文末给出了一些结论。 相似文献
97.
进口速度分布对短突扩压器性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
在任意曲线坐标系下,对环型燃烧室的三维流场进行了数值计算,研究了四种不同的进口速度分布对扩压器性能的影响。计算结果表明,进口速度大小和方向都对扩压器性能有重要影响,进口速度分布均匀以及方向贴近扩压器壁面,有利于提高扩压器的性能。计算中采用标准k-ε双方程紊流模型,采用控制容积法进行离散,在非交错网格体系下用SIMPLE法求解 相似文献
98.
99.
基于FLUENT软件, 采用Sp-A湍流模型并运用AUSM计算格式,通过对球头模型在高超声速来流下的外流场模拟,得到了该模型在30km,45km,53km,60km和75km高度处,满足氧化铝陶瓷最大使用温度的极限飞行马赫数。结果表明:在53km以下时,极限马赫数随高度增加而减小,之后再增大,变化趋势符合气温变化规律,静温对驻点处的最高温影响巨大。 相似文献
100.
薛秋农 《南京航空航天大学学报》1987,(3)
本文推导了提动头式和滑阀式窗口形两种典型调节阀的理论型面线通用坐标方程,在给定A=f(m)的函数关系后,即可计算表达该阀几何形状的曲线方程,从而求得调节阀的精确的几何尺寸。并讨论了为便于加工,型面曲线用直线近似的方法和误差的校核。 相似文献