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采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验,实验结果表明:在强迫振荡动导数实验中,支架干扰对动导数实验数据有明显的影响。通过对实验数据进行支架干扰修正,可以进一步提高实验结果的准确性。 相似文献
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本文分析了旋转天平支架干扰特性、并从结构设计、变角原理、验证方法、辅助测量手段和数据处理方法争多个角度出发,提出了一套详细的利用两步法测量旋转天平支架干扰测量方法,分析表明该方法可以解决旋转天平几乎所有角度范围的支架干扰测量问题。 相似文献
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低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究 总被引:1,自引:1,他引:1
介绍了中国航空工业空气动力研究院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的试验技术。尾旋特性分析及预测时所使用的动导数通常是在常规流场中获得的,测得的动导数没有体现旋转流场的影响。该项试验技术通过在旋转流场中进行强迫振荡运动来获取飞机尾旋过程中的动稳定性导数,实现了对流动的真实模拟。在FL-8风洞中采用某型号飞机的动导模型进行了旋转流场下滚转振荡试验研究,对试验数据进行简单分析。分析结果表明:该系统试验性能稳定,试验数据可靠,可以有效的应用于现代飞机的振荡尾旋和飘叶式尾旋过器的气动力特性研究和预测。 相似文献
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本文基于风洞测力、测压、等试验结果,研究了前掠翼的气动力特点,并与相应的后掠翼做了比较。研究了改进前掠翼根部流动的措施和改进后的收益。在低速情况下,根部适当后掠可以较好地改善前掠翼根部的流动,获得较大的气动力收益。配置鸭翼可以进一步改善前掠翼根部的流动,得到更大的升阻比。例如,根部适当后掠的前掠翼(整流翼)配置鸭翼以后,Cy=0.5时的升阻比可比边条后掠翼配置鸭翼(两种布局升力面面积相等)的升阻比提高24%。 前掠翼在跨音速有较小的零升阻力和诱导阻力。当Mα=1.1,α=6°时,前掠翼的诱导阻力要比后掠翼的小12.5%。低速时改善根部流动的措施在跨音速时仍然有效。前掠翼以及根部适当后掠的前掠翼(整流翼)配置合适的鸭翼,也可使前掠翼的高速性能得到较大改善。 相似文献
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