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低速风洞大攻角张线式支撑系统 总被引:6,自引:0,他引:6
介绍了用于CARDC-Φ3.2m亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成,试验装置的结构及其特点,给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果,并进行了简要的讨论,试验表明,本支撑系统具有可试验的攻角和侧滑角范围大,支撑干扰小,控制和测量精度高,支撑刚度好等特点。 相似文献
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本文介绍于CARDC-Φ3.2m亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成。试验装置的结构及其特点,给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果,并进行了简要的讨论。试验表明:本支撑系统具有可试验的攻角和测滑角范围大,支撑干扰小,控制和测量精度高,支撑刚度好等特点。 相似文献
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旋转天平风洞试验系统主要用于风洞中测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动系数。本文简要介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所的旋转天平风洞试验系统的总体方案、试验能力和性能。文中给出了校验模型试验的主要结果,对试验数据的精准度进行了简单的讨论。校验模型试验结果表明,本试验系统给出的旋转状态气动力系数的精准度达到了较高的水平,具备了应用于型号试验和有关气动力研究的基本条件。 相似文献
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飞行器非定常气动力试验与建模研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了57°三角翼布局战斗机模型在CARDC直径3.2m风洞进行的俯仰、偏航和滚转3个方向大振幅振荡的非定常气动特性,试验的振幅为20°、35°,俯仰和偏航振荡的减缩频率为0~0.06,滚转振荡的减缩频率为0~0.2。另外利用基于频率域的Fourier变换法和非线性代数法,对非定常气动力建模进行了探讨,气动模型预测结果和试验结果具有较好的一致性。 相似文献
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早在60年代,人们就发现自然界中存在的旋涡具有顽强的三维性,甚至在实验室里仔细控制的二维条件下产生的圆柱绕流,也会在涡核中自动形成轴向速度,避免了圆柱两侧的涡不对称脱落.受这种现象的启示,引出了展向射流控制涡的概念.所谓展向吹气,最初是指在机翼上表面翼根处沿着大致平行于前缘的方向吹出一股射流来控制机翼上的前缘涡.许多研究表明,展向射流可以促使前缘涡的形成,增强涡的强度,延缓破裂, 相似文献
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为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响,利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3.2m低速风洞中进行的。试验风速为60m/s,相应的Re数为2.1×106,喷流落压比为2.11,攻角范围为-4°~48°。本文给出了主要试验结果并对结果进行了简要的讨论。 相似文献
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展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用 总被引:3,自引:0,他引:3
旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要。研究表明展向吹气是控制机翼上旋裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。 相似文献
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CARDC旋转天平风洞试验系统 总被引:4,自引:0,他引:4
沈礼敏 《气动实验与测量控制》1995,9(1):18-24
旋转天平风洞试验系统主要用于风洞中测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动系数。本文简要介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所的旋转天平风洞试验系统的总体方案、试验能力和性能。文中给出了校验模型试验的主要结果,对试验数据的精准度进行了简单的讨论。校验模型试验结果表明,本试验系统给出的旋转状态气动力系数的精准度达到了较高的水平 相似文献
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