迎角
- 典型三角翼的大迎角動態(tài)流場分析
學(xué)技術(shù)的發(fā)展，大迎角非定常氣動力問題逐漸成為飛行器設(shè)計領(lǐng)域關(guān)注的焦點之一。飛行器做大迎角機動飛行時，其周圍會出現(xiàn)不同于小迎角低速飛行時的復(fù)雜流場。大迎角機動飛行時，氣動力表現(xiàn)出很強的非線性和非定常特征，其原因在于飛機大迎角機動時會產(chǎn)生流動分離和渦破碎，氣動力遲滯效應(yīng)尤為明顯[1]。目前，研究飛行器大迎角氣動特性的方法主要分為3 種：數(shù)值模擬方法、風(fēng)洞試驗和大迎角氣動力建模[2]。其中，數(shù)值模擬方法一般借助計算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)，從流體力學(xué)三大方程出發(fā)，
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2023年33期2023-11-27
- 基于準則的戰(zhàn)斗機大迎角飛行品質(zhì)分析
10089）在小迎角區(qū)域，國內(nèi)外對飛行品質(zhì)的研究已經(jīng)有了相當(dāng)?shù)姆e累，美軍標MIL-STD-1797 對該區(qū)域的飛行品質(zhì)要求作出了明確的定義。而在大迎角區(qū)域，氣動特性的變化使傳統(tǒng)的飛行品質(zhì)指標如操縱期望參數(shù)（CAP），短周期阻尼比，頻域Neal-Smith 準則等已經(jīng)不能完全適用，需要制定新的適用于大迎角飛行區(qū)域的相關(guān)品質(zhì)規(guī)范來評估和指導(dǎo)飛機設(shè)計。本文將從以下2 個方面介紹大迎角飛行品質(zhì)研究工作：大迎角飛行品質(zhì)評估準則和大迎角飛行品質(zhì)評估機動動作。用經(jīng)典的低
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2023年3期2023-02-18
- 傾轉(zhuǎn)四旋翼機前后翼氣動干擾特性仿真研究
系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角(α)的變化進行計算，并與Baldacchino等[14]的試驗結(jié)果進行對比，結(jié)果表明計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好(圖5)，計算準確性可靠。圖5 Cl、Cd隨迎角的變化關(guān)系計算值和試驗值3 前后翼氣動干擾特性分析表1所示為數(shù)值計算分析的水平和垂直方向無量綱距離組合。當(dāng)前后翼位于同一水平面上(g/c=0)，可以計算分析水平相對位置對氣動特性的影響，分別對s/c為1.5、2.0和3.0(分別記作Case1、Case2和Case3)進行分析。并
西安航空學(xué)院學(xué)報 2022年5期2023-01-04
- 基于非定常氣動力降階的AGARD445.6 硬機翼不同迎角顫振研究
性，使之需要在大迎角條件下飛行；導(dǎo)彈機動時舵面處于大迎角狀態(tài)；飛機在遇到陣風(fēng)時機翼可能會進入較大的迎角狀態(tài)；風(fēng)力機葉片、渦輪葉片等機械部件通常也是在有穩(wěn)態(tài)迎角狀態(tài)工作。非零迎角狀態(tài)機翼的顫振特性與零迎角時有一定區(qū)別，但傳統(tǒng)的氣動彈性試驗以及計算研究通常采用零迎角，針對三維機翼不同迎角的氣動彈性研究相對較少。ASHLEY[1]、EDWARD 等[2]、DOGGETT 等[3]和YATES 等[4]的研究表明：機翼迎角是跨音速段的顫振特性的重要影響參數(shù)，他們利
工程力學(xué) 2022年12期2022-11-30
- 民用飛機迎角傳感器安裝精度研究
01210）引言迎角傳感器是專門用于測量飛機迎角（Angle of Attack, AOA）的設(shè)備，廣泛應(yīng)用于各種民用航空機型[1]。迎角傳感器與實現(xiàn)失速保護邏輯的計算機相連通，前者為后者提供飛機迎角信息，用于失速保護系統(tǒng)功能觸發(fā)，二者合稱為失速保護計算機SPC（Stall Protection Computer）。失速試飛中，隨著飛機迎角的增加氣流分離逐漸加強，飛機的運動呈現(xiàn)為明顯的非線性[2]。大迎角飛行品質(zhì)指標與迎角變化有較大關(guān)系[3]。迎角數(shù)據(jù)的精
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2022年33期2022-11-12
- 近距耦合鴨式布局導(dǎo)彈氣動特性
應(yīng)可以改善導(dǎo)彈大迎角的氣動性能，為提高近距導(dǎo)彈的機動性和敏捷性，特別是大迎角和過失速機動能力提供了非常重要的有利條件。近距耦合效應(yīng)在戰(zhàn)斗機中得到廣泛應(yīng)用，鴨翼與主翼呈高低分布，鴨翼略高于主翼，鴨翼的洗流很容易能夠流到主翼面。在大長細比導(dǎo)彈上，兩鴨舵之間要呈同一平面分布，在此方面的應(yīng)用很少有研究，特別是在中大舵偏角下雙鴨舵組合能否產(chǎn)生近距耦合現(xiàn)象，能否提高全彈氣動特性的研究很少。從20世紀80年代開始，國內(nèi)外學(xué)者針對近距耦合的現(xiàn)象進行了一系列研究。文獻[1-
兵工學(xué)報 2022年6期2022-07-05
- 飛機大迎角飛行問題研究綜述
味著更大的過載與迎角，因此在近距空戰(zhàn)中，飛行員都會有意或被迫地使飛機進入大迎角飛行狀態(tài)。大迎角飛行問題是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機設(shè)計必須考慮和解決的重、難點問題。從公開發(fā)表的文獻來看，大迎角相關(guān)單項技術(shù)研究較多，而面向工程的綜合論述較少，本文針對戰(zhàn)斗機設(shè)計過程中所面臨的大迎角問題，從大迎角氣動特性出發(fā)，結(jié)合飛機大迎角設(shè)計流程所包含的風(fēng)洞試驗、動力學(xué)分析、控制律設(shè)計以及飛行試驗等方面工作展開論述，通過總結(jié)已有研究成果，歸納大迎角后續(xù)研究方向，以期為進一步推動大迎角問題研究
航空工程進展 2022年3期2022-06-24
- 氫燃料電池空壓機葉片擴壓器迎角對氣動性能影響研究*
究時，發(fā)現(xiàn)擴壓器迎角對空壓機的氣動性能有著顯著影響，本文對某款高速離心式空壓機的氣動性能進行數(shù)值分析，在不改動葉輪的前提下，研究擴壓器進口迎角對整體氣動性能的影響規(guī)律，并優(yōu)化葉輪與擴壓器之間的參數(shù)匹配，提出適用于氫燃料電池的高速離心式空壓機的迎角范圍，為后續(xù)的研究和實驗提供參考。1 研究對象本文的研究對象是某款單級帶葉片擴壓器的高速離心式空壓機，適用于80～100kW 的車載燃料電池系統(tǒng)，為系統(tǒng)輸送一定壓比和流量的空氣。表1給出了該空壓機的設(shè)計參數(shù)，葉輪和
風(fēng)機技術(shù) 2022年2期2022-05-09
- 戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性研究技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用
不斷提高，其中大迎角機動飛行能力決定著戰(zhàn)斗機快速改變機頭指向的能力，與飛機作戰(zhàn)效能和生存率息息相關(guān)[1]。隨著能力要求的提高，戰(zhàn)斗機大迎角區(qū)域飛行的設(shè)計理念發(fā)生著深刻的變革。二代機禁止進入失速狀態(tài)。三代機突破“失速”禁區(qū)，采用“允許進入大迎角/失速迎角區(qū)域且能安全恢復(fù)”的設(shè)計理念，而新型作戰(zhàn)飛機更進一步地采用了“主動進入大迎角/失速迎角區(qū)域進行可控飛行”的理念，飛行限制減少，飛行左邊界不斷左移，戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)潛能被不斷釋放。廣義的大迎角飛行，是指飛機迎角接近
空氣動力學(xué)學(xué)報 2022年1期2022-03-16
- 應(yīng)用協(xié)同射流原理的旋翼翼型增升減阻試驗研究
高升阻比、大失速迎角和低力矩等關(guān)鍵氣動性能要求。如何提升旋翼翼型的關(guān)鍵氣動性能，對改善旋翼氣動特性、擴展直升機飛行包線具有至關(guān)重要的作用。主動流動控制技術(shù)的快速發(fā)展，為旋翼翼型氣動特性的提升提供了一種新的研究思路及途徑。美國邁阿密大學(xué)的Zha G C等提出的協(xié)同射流技術(shù)（Co-flow Jet，簡稱CFJ）是一種新型主動流動控制技術(shù)，通過射流與主流的摻混效應(yīng)將能量注入到主流中，增加翼型環(huán)量，既能在小迎角下實現(xiàn)增升減阻效果，又能在大迎角下達到很高的升力系數(shù)、
航空工程進展 2021年4期2021-08-30
- 不同迎角下脊形前體繞流數(shù)值模擬研究
氣動布局以及對大迎角狀態(tài)下前體渦演化的理解和控制。目前，先進戰(zhàn)斗機如F-22和F-35均采用脊形前體，以降低可探測性和實現(xiàn)良好的超聲速性能。脊形前體的脊形邊緣能吸收雷達波，有效減少雷達散射截面積（RCS），同時，脊形前體高度混合外形也有利于超高速飛行。此外，由于脊形前體的背風(fēng)流場的渦結(jié)構(gòu)很強[3]，且較穩(wěn)定，與機翼前緣渦相互干擾，常常能夠延遲機翼的完全失速[4]，增加最大升力，并能在有側(cè)滑時提供穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)力矩，因此提高了飛機的橫向穩(wěn)定性。著名的Su-27飛
空氣動力學(xué)學(xué)報 2021年2期2021-05-04
- B737飛機迎角傳感器故障分析
壓、靜壓、總溫、迎角。其中迎角（AOA）是飛機與大氣之間相對運動的矢量與飛機或機翼上的參考線之間的角度，大多數(shù)商用噴氣式飛機使用機身中心線或縱軸作為參考線。迎角數(shù)據(jù)是飛行控制的重要參數(shù)之一，飛行控制系統(tǒng)根據(jù)飛機全重、迎角、空速等參數(shù)，調(diào)整飛機姿態(tài)及發(fā)動機推力，以確保飛機的姿態(tài)處于安全飛行包線中。迎角傳感器的故障可以導(dǎo)致間隙或連續(xù)性抖桿、最低速度不正確、增大控制飛機低頭的操作力、空速不一致警告、高度不一致警告、AOA不一致警告、感覺壓差燈亮、自動駕駛脫開等故
航空維修與工程 2021年3期2021-04-12
- 鴨式飛機矢量噴流對大迎角氣動特性的影響
091為了實現(xiàn)大迎角可控機動飛行能力，各國都在現(xiàn)有高性能戰(zhàn)斗機上應(yīng)用推力矢量技術(shù)[1-2]，利用發(fā)動機噴管矢量偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加的直接力和力矩，實現(xiàn)對飛機的姿態(tài)控制。美國在F-15、F-16和F-18戰(zhàn)斗機上進行推力矢量技術(shù)應(yīng)用驗證，F(xiàn)-15STOL/MTD 推力矢量技術(shù)驗證機比常規(guī)F-15C 飛機的最大升力系數(shù)增加78%[3]，F(xiàn)-18HARV 驗證機穩(wěn)定機動的迎角可以達到70°[4]。美國與德國合作研究的X-31增強機動性能試驗機，其飛行試驗[1]表明，推力
航空學(xué)報 2020年12期2020-12-28
- Cessna172s飛機迎角指示系統(tǒng)常見故障分析
72S飛機增加了迎角指示系統(tǒng)，包含迎角計算機和迎角傳感器，飛機總在臨界迎角發(fā)生失速，增加了迎角指示系統(tǒng)后，可以更好地幫助飛行員避免失速，通過音頻、視頻或者震動的方式，引起機組人員的高度警覺。本文通過分析該系統(tǒng)的組成、工作原理、使用方法，總結(jié)常見故障和排故方法，對今后Cessna172s飛機在中國民航飛行學(xué)院大規(guī)模的使用和維護提供借鑒。關(guān)鍵詞：Cessna172s飛機;迎角指示系統(tǒng);故障分析前沿 迎角指示系統(tǒng)是一種精確的機翼升力測量和顯示系統(tǒng)，旨在幫助飛行員
西部論叢 2020年2期2020-10-21
- 高超聲速飛行器助推段縱向姿態(tài)控制
示輸出量，主要是迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)。圖1 飛行器助推段非線性數(shù)學(xué)模型1.2 對象特性分析1) 縱向靜穩(wěn)定性分析飛行器縱向靜穩(wěn)定性主要是指飛行器的氣動焦點與質(zhì)心之間相對關(guān)系，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)可以表示為：(1)圖2給出了飛行器的助推段不同馬赫數(shù)下縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨迎角的變化曲線?？梢钥闯觯隈R赫數(shù)從0.4～6.5的過程中，縱向靜不穩(wěn)定，且馬赫數(shù)越小，縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)越大；即靜不穩(wěn)定的程度越大；同時馬赫數(shù)越大，靜不穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)越小，在一定程度上提高了靜穩(wěn)定性。圖2 縱
機械制造與自動化 2020年4期2020-08-12
- 戰(zhàn)斗機大迎角/過失速機動下的進氣道氣動特性
至關(guān)重要，因為大迎角和過失速機動狀態(tài)下進氣畸變特性急劇惡化，帶來巨大的發(fā)動機穩(wěn)定裕度損失，極易引起發(fā)動機喘振停車，給飛行安全帶來嚴重威脅。因此戰(zhàn)斗機要想獲得過失速機動能力，必須摸清大迎角及過失速機動飛行狀態(tài)下進氣道的氣動特性。常見的過失速機動包括眼鏡蛇機動、赫伯斯特機動、榔頭機動、輪盤機動等多種，具有飛行迎角大、速度低、三軸角速率大以及速度/方向/高度大幅變化等特點，同時進氣道內(nèi)部流動存在強烈的非定常和非線性特征，因此給理論研究、計算仿真、試驗技術(shù)、驗證手
航空學(xué)報 2020年6期2020-07-08
- 一種翼身融合飛行器的失速特性研究
渦共同產(chǎn)生，在大迎角下，升力主要來源可能是前緣渦升力[22]。所以對于BWB布局流場結(jié)構(gòu)和流動現(xiàn)象的研究，能夠明確失速產(chǎn)生的原因，并為改善失速特性提供重要的參考。本文針對某雙垂尾翼身融合飛行器構(gòu)型，首先通過測力試驗，對該構(gòu)型飛行器的失速迎角以及可能出現(xiàn)的失穩(wěn)迎角進行分析。并通過不同構(gòu)型下的縱向數(shù)據(jù)對比，研究不同構(gòu)件對翼身融合飛行器氣動性能的影響。然后選定無增升構(gòu)型，采用二維粒子圖像測速(PIV)技術(shù)，對其縱向不同截面進行流場結(jié)構(gòu)的拍攝，通過對比不同迎角，不
航空學(xué)報 2020年1期2020-03-02
- 基于環(huán)量控制的超臨界翼型氣動特性研究
響規(guī)律，特別是大迎角下的氣動特性，采用雷諾平均N-S方程的數(shù)值模擬方法進行了數(shù)值計算和分析。分別模擬了動量系數(shù)、迎角、射流比例對于升阻特性的影響規(guī)律。結(jié)果表明，大迎角下環(huán)量控制射流對翼型升力的提升極其有限，高動量系數(shù)會導(dǎo)致翼型失速迎角提前，分析了射流和迎角與前緣流場的相互關(guān)系，總結(jié)了失速迎角提前的作用機理；通過調(diào)節(jié)雙射流比例，能夠在大迎角下進一步改善升阻特性。關(guān)鍵詞：環(huán)量控制；超臨界翼型；數(shù)值模擬；氣動特性；迎角中圖分類號：V211.41+2文獻標識碼：A
航空科學(xué)技術(shù) 2020年5期2020-01-21
- 基于單應(yīng)性矩陣的模型迎角單目視頻測量方法
0在風(fēng)洞試驗中，迎角測量誤差所引起的阻力系數(shù)誤差約占總阻力系數(shù)誤差的1/4[1]，為提高測量精準度，國內(nèi)外進行了廣泛、深入的研究，相繼發(fā)展了迎角傳感器[2]、激光測角儀[3]、Optotrak系統(tǒng)[4]、視頻測量[5]等技術(shù)。視頻測量技術(shù)作為非接觸的光學(xué)測量技術(shù)，以工業(yè)攝影測量、三維數(shù)字圖像處理的相關(guān)理論和方法為基礎(chǔ)，既不破壞模型外形、又無需在模型內(nèi)布線，僅在模型表面噴涂標記點，成為了國內(nèi)外風(fēng)洞試驗機構(gòu)的研究熱點。歐洲的ETW[6]、美國NASA的Lang
航空學(xué)報 2019年10期2019-10-31
- 波音737MAX飛機機動性能增強功能分析
的原因。關(guān)鍵詞：迎角;探測器;機動性能增強功能;速度配平系統(tǒng)2018年10月29日，印尼獅航JT-610航班（波音737MAX飛機）發(fā)生墜機事故，事故原因是由于飛行迎角（AOA）數(shù)據(jù)錯誤，使飛機出現(xiàn)非指令姿態(tài)向下，最終導(dǎo)致飛機墜毀。之所以飛機會出現(xiàn)非指令姿態(tài)向下，是因為涉及了波音737MAX飛機上全新的飛機操縱模塊——機動性能增強功能（MCAS）的應(yīng)用，以下對MCAS進行介紹和分析。1 波音737MAX飛機的速度配平系統(tǒng)MCAS功能是波音737MAX飛機速
航空維修與工程 2019年1期2019-09-10
- 迎角變化引起的高超聲速進氣道起動遲滯現(xiàn)象試驗研究
[5-8]，但對迎角(Angle of attcck,AOA)引起的進氣道遲滯研究相對較少，對迎角引起進氣道流動狀態(tài)變化的內(nèi)在機理還有待進一步認識[9]。另一方面，高超聲速飛行器在飛行中需進行復(fù)雜的機動，研究迎角對進氣道起動的影響對明晰飛行器飛行包線有重要意義。常軍濤等[10-11]以二維進氣道為研究對象，研究迎角變化引起的高超聲速進氣道不起動/再起動過程中的流動特征，并從流動穩(wěn)定性角度闡釋其產(chǎn)生的原因，分析了高超聲速進氣道自起動/再起動性能隨迎角變化的規(guī)
實驗流體力學(xué) 2019年3期2019-07-10
- 民用飛機迎角傳感器布局氣動分析
控制技術(shù)的發(fā)展，迎角信號越來越多的被用于復(fù)雜的控制計算。因此，迎角信號對民機的飛行安全越來越重要。迎角信號在現(xiàn)代民機中主要用于高迎角保護設(shè)計[1-3]，縱向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的靜壓源誤差修正設(shè)計[4-6]。波音737MAX8飛機于2018年10月29日在印度尼西亞以及于2019年3月10日在埃塞俄比亞的兩次墜機事件與高迎角保護功能設(shè)計直接相關(guān)?，F(xiàn)代民用飛機通過安裝在機身上的風(fēng)標式迎角傳感器測量飛機的機身迎角。圖1顯示了空客A320飛機迎角傳感器的布
空氣動力學(xué)學(xué)報 2019年2期2019-05-08
- 菜鳥看模型
般較小，且不會隨迎角而變化或變化甚微，調(diào)整模型時一般不用考慮。三是作用在機翼、水平尾翼上的升力。機翼和水平尾翼產(chǎn)生的升力力矩對俯仰力矩平衡的影響最大，是調(diào)整模型俯仰力矩平衡的關(guān)鍵因素。升力力矩平衡的3種方式二、升力力矩平衡升力力矩平衡通常有3種形式：第一種是機翼升力通過重心、水平尾翼不產(chǎn)生升力。由于它們對重心都不產(chǎn)生力矩，因此總力矩為零，可使模型達到力矩平衡。第二種是機翼的壓力中心（升力作用點）在重心之后，機冀升力產(chǎn)生低頭力矩，水平尾翼產(chǎn)生負升力形成抬頭力
航空模型 2019年4期2019-03-18
- 紙飛機投擲的數(shù)學(xué)模型
行的瞬時速度以及迎角關(guān)于升力系數(shù)的關(guān)系求出紙飛機的滑行距離。關(guān)鍵詞：投擲角度;投擲高度;飛行距離;迎角;升力;阻力紙飛機與一般的飛機不同，在飛行的時候并沒有持續(xù)的推力（除了開始投擲得瞬間）。事實上紙飛機就推力型態(tài)來說是與滑翔機一樣，它們都是不使用引擎而是利用自然的力量飛翔的航空器。在此次模型建立過程中，我們建立了紙飛機的數(shù)學(xué)模型，本次數(shù)學(xué)模型是討論投擲角度與飛行距離的關(guān)系。該模型考慮的因素較多，誤差較少。通過對影響飛行距離因素的詳細探討，給出了投擲者最佳的
科技風(fēng) 2019年25期2019-02-03
- 翼板動平衡方法研究
于轉(zhuǎn)子周圍的翼板迎角,產(chǎn)生相應(yīng)的補償力,對主軸不平衡質(zhì)量產(chǎn)生的離心力進行平衡。該方法可實現(xiàn)在線動平衡,且平衡頭整體結(jié)構(gòu)簡單,無需引入其他附加結(jié)構(gòu)。動平衡實驗結(jié)果驗證了本文提出的翼板動平衡方法的有效性。1 翼板動平衡原理設(shè)想將翼板周向安裝于旋轉(zhuǎn)主軸周圍,使其弦線與主軸軸線相垂直,而翼展平面與旋轉(zhuǎn)軸軸線平行,此處翼板迎角為翼板弦線與翼板安裝點處圓的切線之間的夾角。與圓周切向有一定夾角的翼板在空氣中運動時,翼板相對運動方向存在一定的迎角,一方面翼板的迎角變化產(chǎn)生
西安交通大學(xué)學(xué)報 2018年11期2018-11-14
- 鈍頭旋成體背渦迎角效應(yīng)的分區(qū)性態(tài)
導(dǎo)彈能夠在不同的迎角下飛行，并具有不同迎角狀態(tài)下的良好的氣動力特性。但大量研究表明，作為空空導(dǎo)彈基本機身形式的旋成體模型，其在不同的迎角下展現(xiàn)出不同的背渦流動現(xiàn)象。尤其在大迎角(α≥20°)狀態(tài)下，其背渦流動呈現(xiàn)復(fù)雜的非對稱性并誘導(dǎo)出作用在模型上的側(cè)向力，使導(dǎo)彈發(fā)生偏航，導(dǎo)致任務(wù)失敗。同時旋成體模型因為加工誤差等原因?qū)е碌念^部存在微小不可見的不對稱性[3-4]，導(dǎo)致其大迎角狀態(tài)下的非對稱背渦還存在不確定的特點[5]，使得其背渦流動特性的研究更加困難。對此國
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2018年10期2018-10-30
- 無人機尾旋特性分析及其改出策略
77)0 引言大迎角飛行能力是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機基本要求，也是各種民用飛行器操作過程中不可以避免的一種狀態(tài)。但是，大迎角飛行是一種十分危險的飛行狀態(tài)，是誘發(fā)尾旋事故的重要因素[1]。尾旋事故具有改出困難、傷亡率高等特點，是飛機面臨最危險的情景之一。據(jù)美國對2000年至2013年96起A類重大無人機事故統(tǒng)計報告顯示，無人機事故率遠高于有人機。其中，操作失誤引起的事故占到了總事故量的31%[2]。因此，提高無人機處理各種事故的應(yīng)急能力至關(guān)重要。尾旋是一種非線性特性
西安航空學(xué)院學(xué)報 2018年5期2018-10-15
- 考慮初始迎角影響的二維翼型跨聲速顫振邊界預(yù)測
振分析一般在零度迎角下計算和試驗[4]，忽略了來流非零迎角對顫振邊界的影響。然而飛行器翼型和風(fēng)力機葉片經(jīng)常在非零迎角狀態(tài)下工作，平衡位置與零迎角不同，顫振邊界也會隨之改變。如果在飛行器的顫振設(shè)計校核階段不對迎角影響加以考慮，可能導(dǎo)致設(shè)計出來的飛行器存在顫振安全隱患，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，嚴重時會造成機毀人亡。20世紀90年代，基于Euler/RANS方程的顫振數(shù)值模擬方法逐漸成熟，研究人員針對不同的構(gòu)型進行了大量的數(shù)值模擬，但是針對流動過程中自由來流非零迎角影響的
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報 2018年2期2018-05-07
- 失速保護系統(tǒng)上電短暫抖桿問題研究
鍵詞：失速保護 迎角 故障樹 時序中圖分類號：V241.4 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2017）01（b）-0065-02飛機迎角超過臨界迎角時，機翼上表面氣流會發(fā)生分離，飛機升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，進而導(dǎo)致飛機進入失速狀態(tài)，如果無法及時改出失速，嚴重情況會造成機毀人亡的災(zāi)難性后果。飛機在航前需對失速保護系統(tǒng)進行測試，工作正常時飛機才能放行。如果失速保護系統(tǒng)出現(xiàn)故障，可能對飛機產(chǎn)生不安全的影響。該文對某型飛機失速保護系統(tǒng)上電后出現(xiàn)的
科技資訊 2017年2期2017-03-27
- 民用飛機迎角傳感器及靜壓探測器布局驗證方法
10)?民用飛機迎角傳感器及靜壓探測器布局驗證方法陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie(上海飛機設(shè)計研究院，上海201210)主要針對民用飛機迎角傳感器及總靜壓探測器布局方案的設(shè)計及驗證方法進行闡述。通過CFD仿真計算確定了適合的安裝區(qū)域，并通過風(fēng)洞試驗對設(shè)計方案進行了驗證。從迎角傳感器的縱向特性及側(cè)滑角的敏感性、靜壓測量的縱/橫向變化規(guī)律分別對其進行了比較分析，獲得了可靠的結(jié)果。風(fēng)洞試驗；迎角傳感器；靜壓探測器；氣動布局0 引言民用
民用飛機設(shè)計與研究 2016年2期2016-12-23
- 模型大迎角高速動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析
1000?模型大迎角高速動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析李其暢*， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所， 綿陽621000為滿足新一代高機動飛機氣動性能評估、控制系統(tǒng)精確設(shè)計與高機動作戰(zhàn)指標實現(xiàn)的需求，模型高速風(fēng)洞大迎角俯仰動態(tài)特性探索及其試驗數(shù)據(jù)精度的確定勢在必行，且具有十分重要的工程意義。選取70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型，在FL-24風(fēng)洞的大振幅俯仰動態(tài)試驗技術(shù)平臺上對
航空學(xué)報 2016年8期2016-11-14
- 三角翼大迎角風(fēng)洞試驗支架干擾數(shù)值模擬研究
576?三角翼大迎角風(fēng)洞試驗支架干擾數(shù)值模擬研究張軍1,*， 艾宇2， 黃達1， 劉晶31.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京210016 2.江南機電設(shè)計研究所 第二研究室， 貴陽550009 3.吉寶-新加坡國立大學(xué)聯(lián)合實驗室， 新加坡市117576現(xiàn)代戰(zhàn)爭要求戰(zhàn)斗機能夠在大迎角(AOA)狀態(tài)下進行過失速飛行，對飛機大迎角繞流流場的研究主要的方法有風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬。在大迎角風(fēng)洞試驗中，常用的是尾支撐方法，支架的存在會對模型的試驗結(jié)果產(chǎn)生一定的影響
航空學(xué)報 2016年8期2016-11-14
- 一種基于絕對式角編碼器的風(fēng)標式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計與實現(xiàn)
角編碼器的風(fēng)標式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計與實現(xiàn)楊 帥1,*, 黃 平1, 毛仲君1, 張利輝1, 黃少林2(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000; 2. 總參炮兵訓(xùn)練基地雷達教研室, 河北 張家口 075100)設(shè)計了一種風(fēng)標式迎角側(cè)滑角傳感器，以滿足模型飛行試驗中大迎角飛行狀態(tài)下迎角側(cè)滑角的測量需求。首先對比分析了壓差比式傳感器與風(fēng)標式傳感器的優(yōu)缺點，并結(jié)合試驗需求，選取風(fēng)標式傳感器為設(shè)計目標。采用新型絕對式角編
實驗流體力學(xué) 2016年1期2016-06-23
- 無人機路徑規(guī)劃的控制算法
飛行高度、速度和迎角，設(shè)計了一種實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎路徑控制算法。研究結(jié)果表明該算法簡單，路徑控制準確，并通過飛行測試驗證了設(shè)計的合理性。關(guān)鍵詞：無人機；規(guī)劃路徑;控制算法;迎角人們希望無人機能夠運用在大面積海洋資源和陸地資源的經(jīng)濟調(diào)查中。常見遙控航模飛機能夠覆蓋的區(qū)域很小，并且不實用。傳統(tǒng)路徑規(guī)劃算法不能生成滿足無人機運動學(xué)約束的可飛行路徑[1]，如果計算機控制被采納，利用GPS定位技術(shù)，其覆蓋范圍和飛行精度將大大提高。該算法考慮了無人機在起點和目標點的方向以及無人
常州工學(xué)院學(xué)報 2016年1期2016-04-23
- 雷諾數(shù)對大型客機低速氣動特性影響的試驗研究
升力系數(shù)；低速；迎角[Abstract]Aerodynamic characteristics for a large civil aircraft are experimentally investigated at FL-9 low speed pressurized wind tunnel, focusing on the effect of Reynolds Number. The flow Mach number of 0.2 and the p
民用飛機設(shè)計與研究 2016年1期2016-04-22
- 大迎角下細長旋成體氣動特性估算方法研究
高，細長旋成體大迎角氣動特性的分析受到越來越多的關(guān)注［1-5］。在飛行器的設(shè)計中，無論在概念設(shè)計階段、初步設(shè)計階段，還是在具體結(jié)構(gòu)設(shè)計階段，都需要快速并且較為精確地確定設(shè)計外形的氣動性能。將工程估算方法與理論、實驗、經(jīng)驗及數(shù)值計算等多種結(jié)果相結(jié)合，給出一種快速獲得不同外形氣動性能的方法，對于飛行器的設(shè)計具有重要的意義。旋成體氣動特性最初是根據(jù)Munk［6］提出的細長體位勢流理論進行工程估算的，該方法能夠計算迎角小于5°的旋成體氣動特性;Allen在Munk
飛行力學(xué) 2015年3期2015-12-28
- 一種迎角模擬器設(shè)計研究
210)0 引言迎角也稱為攻角，它反映飛機軸線與氣流方向間的夾角。迎角大小與飛機的升力和阻力密切相關(guān)，當(dāng)達到臨界迎角時，飛機將失速，所以飛行控制中迎角的測量十分重要。一方面，將迎角信號輸送給儀表顯示或送到失速告警系統(tǒng)，供飛行員觀察;另一方面，飛控系統(tǒng)引入迎角信號以限制最大法向過載。飛控系統(tǒng)地面模擬試驗最重要的環(huán)節(jié)為半實物仿真，而試驗中飛機運動由計算機仿真實現(xiàn)，無法直接帶動迎角傳感器。為使迎角傳感器進入閉環(huán)試驗，從而給飛控系統(tǒng)提供模擬的飛機迎角信號，必須研制
電氣自動化 2015年2期2015-12-15
- 輕型公務(wù)機迎角限制系統(tǒng)設(shè)計與飛行品質(zhì)評估*
16）輕型公務(wù)機迎角限制系統(tǒng)設(shè)計與飛行品質(zhì)評估*李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏（南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京210016）設(shè)計了基于C*響應(yīng)的某輕型公務(wù)機的縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)，為了飛行安全，采用閉環(huán)控制方法設(shè)計了迎角限制器，并對迎角限制系統(tǒng)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)模態(tài)兼容問題進行了研究，實現(xiàn)了模態(tài)平滑轉(zhuǎn)換，最后對飛行品質(zhì)進行了評估。系統(tǒng)數(shù)字仿真結(jié)果驗證了迎角限制的有效性?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)；迎角限制器；飛行品質(zhì)；輕型公務(wù)機0 引言邊界控制系統(tǒng)又稱包線限制系統(tǒng)，是
電子技術(shù)應(yīng)用 2015年1期2015-12-07
- 飛行試驗中迎角側(cè)滑角測試技術(shù)研究
邢達波飛行試驗中迎角側(cè)滑角測試技術(shù)研究邢達波迎角和側(cè)滑角在大機動的條件下測量難度增加，飛機在進行失速試飛試驗時，加裝的迎角側(cè)滑角飛行數(shù)據(jù)頻繁出現(xiàn)漂移現(xiàn)象，經(jīng)試驗分析，原先選用UMA2000采集器用恒流源給電位計進行供電，恒流源供電靈敏度高，但卻容易引起失速試飛試驗數(shù)據(jù)漂移，經(jīng)過理論分析和實際飛行試驗驗證，改用KAM500采集器由恒壓源給電位計進行供電，飛行試驗數(shù)據(jù)正常。概述迎角和側(cè)滑角是飛行力學(xué)的兩個重要飛行參數(shù)，也是飛行控制及導(dǎo)航系統(tǒng)所需要的兩個主要參數(shù)
中國科技信息 2015年15期2015-11-02
- 吸氣式高超聲速飛行器大迎角氣動特性分析
高超聲速飛行器大迎角氣動特性分析羅文莉， 李道春， 向錦武*北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191吸氣式高超聲速飛行器在飛行過程中受到大氣紊流等外部干擾的作用時，飛行姿態(tài)很可能會出現(xiàn)大迎角情況。針對大迎角飛行時飛行器可能出現(xiàn)的氣動問題，對一種典型吸氣式高超聲速飛行器的流場進行了數(shù)值模擬。以雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程為控制方程，采用標準k-ε湍流模型求解，得到其流場特征和氣動特性。重點針對大迎角情況，分別對整機氣動
航空學(xué)報 2015年1期2015-06-24
- 基于虛擬樣機技術(shù)的風(fēng)洞迎角機構(gòu)設(shè)計及分析
依據(jù)［1-5］。迎角機構(gòu)是風(fēng)洞的關(guān)鍵部件之一，是試驗?zāi)Ｐ偷闹危溥\動精度和動態(tài)特性直接影響風(fēng)洞試驗結(jié)果的精度［6］。迎角機構(gòu)采用虛擬樣機設(shè)計可以模擬航空、航天飛行器在實際空間飛行時的各種姿態(tài)，仿真飛行器運行時的運動學(xué)和動力學(xué)特征，從而提高迎角機構(gòu)的運行精度，以此提高風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的可靠性和置信度。1 迎角機構(gòu)方案及原理分析1.1 迎角機構(gòu)方案迎角機構(gòu)采用雙支臂結(jié)構(gòu)形式，屬于尾部支撐。尾部支撐是目前風(fēng)洞試驗應(yīng)用最為廣泛的支撐形式。尾部支撐具有以下優(yōu)點：1）支
機械工程師 2015年4期2015-05-07
- 三余度迎角傳感器可靠性分析及重構(gòu)技術(shù)研究
余度配置方式。因迎角傳感器的安裝受在飛機上的布局和空間限制，如不能按照電傳飛行控制系統(tǒng)的基本四余度進行配置，可采用三余度配置，并通過合理的余度管理決策保證系統(tǒng)可靠性。另外，迎角信號作為縱向控制的關(guān)鍵反饋信號，需要對其故障后的故障瞬態(tài)、飛機飛行品質(zhì)和系統(tǒng)穩(wěn)定性等進行分析，并設(shè)計迎角全故障重構(gòu)控制律，以保證飛行安全。1 迎角余度配置及可靠性分析1.1 余度配置迎角傳感器主要是向飛控控制律提供所需的飛機迎角反饋信號，一般安裝在氣流比較穩(wěn)定的機頭部位，具體安裝位置
教練機 2015年3期2015-04-03
- 失速保護系統(tǒng)迎角零向跳變研究
0 引言飛機機動迎角過大或遇到紊流的情況下，流過機翼表面的氣流出現(xiàn)分離，導(dǎo)致飛機出現(xiàn)失速現(xiàn)象，嚴重失速將導(dǎo)致機毀人亡。為滿足飛機適航要求，必須對飛機進行失速保護。失速保護系統(tǒng)必須工作正常，才能對飛機提供有效保護，如果失速保護系統(tǒng)出現(xiàn)故障，如迎角傳感器故障，可能導(dǎo)致系統(tǒng)喪失失速保護作用，進而對飛機產(chǎn)生不利的影響。本文對某型飛機失速保護系統(tǒng)的迎角零向跳變故障進行了研究，利用故障樹分析了故障原因。1 迎角零向跳變現(xiàn)象及影響某型飛機采用左右對稱的失速保護系統(tǒng)配置對
科技傳播 2014年4期2014-12-02
- 2.4m 跨聲速風(fēng)洞連續(xù)變迎角試驗關(guān)鍵技術(shù)研究
節(jié)特征。而連續(xù)變迎角測力試驗技術(shù)可有效改善上述現(xiàn)象［1］。連續(xù)變迎角測力試驗技術(shù)最初是在國外連續(xù)式風(fēng)洞發(fā)展起來的試驗技術(shù)，它獲得的測力試驗結(jié)果具有試驗信息豐富、氣動特性曲線光滑連續(xù)、操穩(wěn)特性評估精確度高、關(guān)鍵氣動力參數(shù)判讀精準等顯著優(yōu)點［2］。由于連續(xù)式風(fēng)洞和低速風(fēng)洞運行時間長，模型迎角可以慢速運動，所以實現(xiàn)連續(xù)變迎角試驗有其先天優(yōu)勢，目前在國內(nèi)低速風(fēng)洞中已經(jīng)得到有效應(yīng)用［3-5］。在暫沖式高速風(fēng)洞中，因受風(fēng)洞運行時間的限制，連續(xù)變迎角的迎角運行速度要達到
實驗流體力學(xué) 2014年1期2014-11-21
- 過載/迎角邊界保護控制律仿真研究
到而且不超過限制迎角或限制過載。因此提出了迎角邊界限制器,其設(shè)計經(jīng)歷了硬限制、軟限制(包括反饋限制和比較限制)等階段。例如,美國早期的F-8C飛機采用了硬限制方式,F-4的生存控制系統(tǒng)采用了單級折線式軟限制方式,F-16生存控制系統(tǒng)采用了二級折線式軟限制方式,屬于反饋限制方案[1]。我國目前在戰(zhàn)斗機上對相關(guān)控制算法進行了驗證,但在大型飛機上的相應(yīng)控制算法研究較少。1 控制原理圖1 飛行區(qū)域劃分Fig.1 Flight envelope division對于
飛行力學(xué) 2014年2期2014-09-17
- 飛機著陸構(gòu)型“啄食”及自動俯沖問題探討
0 引言隨著平尾迎角接近負臨界迎角,平尾下表面局部氣流分離區(qū)域由升降舵后緣向整個升降舵乃至整個平尾(平尾失速)擴散,這種分離渦引起飛機產(chǎn)生像雞啄米的現(xiàn)象,故而形象地稱為“啄食”。發(fā)生“啄食”時,飛機伴隨自動劇烈俯沖、駕駛桿抖動或振動現(xiàn)象。上單翼、低平尾、雙縫后退式高效襟翼的氣動布局，以及軸式補償升降舵的渦槳類飛機容易發(fā)生“啄食”現(xiàn)象?！白氖场爆F(xiàn)象是飛機以較小迎角飛行時,受機翼下洗影響,平尾局部負迎角接近臨界迎角,平尾下表面氣流分離,改變平尾及升降舵上下表面
飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15
- 飛機垂尾抖振響應(yīng)的飛行試驗研究
裂等現(xiàn)象發(fā)生的大迎角范圍。為提高和改善大迎角飛行性能，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機常采用前緣襟翼、邊條翼、鴨翼等，以提供一定的渦升力，而且當(dāng)這些分離渦帶著氣流掠過垂尾時還可以維持飛機的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流。這種渦流在一定的頻率帶寬內(nèi)具有集中顯著的能量，如果這種尾渦流所具有的頻帶范圍覆蓋了垂尾結(jié)構(gòu)的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結(jié)構(gòu)上將會誘發(fā)嚴重的垂尾抖振現(xiàn)象。圖1是NASA的研究人員在F
實驗流體力學(xué) 2014年2期2014-03-29
- 小迎角縱向不穩(wěn)定飛機起飛安全性分析
的研究，集中在大迎角飛行狀態(tài)，關(guān)于小迎角不穩(wěn)定對飛行安全影響的研究很少。而對于螺旋槳飛機，在公開的資料和文獻上，多局限于滑流影響的數(shù)值模擬算法研究，沒有相關(guān)氣動特性及其靜不穩(wěn)定對飛機飛行安全影響的詳細描述。由于螺旋槳滑流的影響，某運輸機大拉力系數(shù)小迎角時縱向靜不穩(wěn)定，這種狀態(tài)是否會影響飛機的飛行安全決定于:（1）飛機正常飛行，是否會處于縱向不穩(wěn)定狀態(tài)；（2）飛機什么情況下會進入縱向靜不穩(wěn)定狀態(tài)，進入該狀態(tài)后飛機的響應(yīng)特性怎么樣；（3）飛機進入后能否輕易地改
飛行力學(xué) 2013年1期2013-07-25
- 低背鰭對細長平板三角翼分離渦穩(wěn)定性影響的研究
關(guān)于細長錐體在大迎角下分離渦的穩(wěn)定性判據(jù)，并將其應(yīng)用于圓錐、橢圓錐、三角翼及其組合體脫體渦的穩(wěn)定性問題研究。對大后掠平板三角翼的前緣分離渦，其理論預(yù)測的結(jié)果為：大后掠平板三角翼的前緣分離渦在所有的迎角下總是對稱、錐型和穩(wěn)定的；當(dāng)增加低高度的背鰭時，原來對稱、錐型流動會變得非對稱或者非錐型、或者兩者兼有，而當(dāng)背鰭高度增加到一定程度時，旋渦會重新變得穩(wěn)定。通過平板三角翼和加上不同高度低背鰭后組合體的風(fēng)洞測力實驗［3－4］，同時與流場顯示實驗［5－6］及理論分析
實驗流體力學(xué) 2012年3期2012-11-15
- 不同迎角的翼型氣彈特性風(fēng)洞實驗研究
”，一般發(fā)生在小迎角范圍內(nèi)，并無氣流分離現(xiàn)象出現(xiàn)；第二類稱為“失速顫振”，與氣流分離和漩渦形成有關(guān)。該類振動往往只與單自由度有關(guān)［2］，相對振動快速發(fā)散的經(jīng)典顫振，氣動力特性會有所改變，可能出現(xiàn)“極限環(huán)振蕩”。傳統(tǒng)的氣動彈性實驗一般采用零迎角，而風(fēng)力機葉片經(jīng)常要在大迎角甚至深度失速狀態(tài)下運行，因此具備不同于普通飛機翼型的特殊動力學(xué)失效行為。本文設(shè)計可在多種給定迎角下作沉?。┭鲞\動的翼段振動裝置，在低速風(fēng)洞中分別針對普通薄翼型NACA0012和風(fēng)力機翼型N
空氣動力學(xué)學(xué)報 2012年2期2012-08-21
- 近距耦合鴨式布局復(fù)雜渦系的干擾機理
布局的升力和失速迎角，從而改善了飛機大迎角氣動性能，這為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的短距起降性能、機動性和敏捷性，尤其是大迎角和過失速機動能力提供了非常重要的有利條件，使近距耦合鴨式布局成為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的先進布局之一.自20世紀60年代中期文獻 ［1］將這一布局成功地應(yīng)用于SAAB-37飛機設(shè)計中以來，世界諸多國家在新型戰(zhàn)斗機中均采用了這一布局.早期基于工程角度的研究工作主要是采用風(fēng)洞實驗，研究布局幾何參數(shù)對整體和大迎角氣動特性的影響，給出合理布局的參數(shù)和設(shè)計條件.從20世
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2012年7期2012-06-22
- 一種失速保護系統(tǒng)推桿響應(yīng)延遲問題的解決方案
護系統(tǒng)介紹當(dāng)飛機迎角超過一個臨界迎角后，機翼上表面邊界層將發(fā)生嚴重的分離，升力急劇下降而不能保持正常飛行的現(xiàn)象，叫失速。失速保護系統(tǒng)的作用就是當(dāng)飛機接近失速狀態(tài)時，為機組提供警告，并防止飛機進入真正的失速狀態(tài)。對于高平尾民用飛機，失速保護系統(tǒng)提供失速振桿和推桿功能，通常由以下構(gòu)成：1）一個失速保護計算機；2）兩個迎角傳感器；3）兩個振桿器；4）一個推桿器。迎角傳感器安裝在機頭兩側(cè)，伸出機體外部蒙皮，通過感受氣流方向測量飛機的迎角；振桿器用于實現(xiàn)失速振桿功能
科技傳播 2012年16期2012-04-19
- 一種新型風(fēng)機翼型設(shè)計思路的探索研究
翼型的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。從該文獻計算結(jié)果中可以看出，隨著翼型厚度的增加，升力曲線的斜率減小，最大升力系數(shù)也會減小。如何在大厚度翼型設(shè)計中同時實現(xiàn)提高翼型的升力系數(shù)和失速迎角是一項具有挑戰(zhàn)性的基礎(chǔ)問題。隨著風(fēng)力機的不斷發(fā)展，近年來國內(nèi)外圍繞風(fēng)機翼型問題開展了大量的研究工作［3－9］，甚至還有人設(shè)計了自適應(yīng)后緣的翼型［10］，但這種方法對結(jié)構(gòu)設(shè)計帶來極大困難，工程實際可用性較差。關(guān)于翼型的設(shè)計問題，在航空領(lǐng)域是一個傳統(tǒng)的設(shè)計問題，即使發(fā)展了一百多年，翼
空氣動力學(xué)學(xué)報 2012年2期2012-04-07
- Experimental research on the high angle of attack aerodynamic characteristics of an 80°／65°double－delta wing
HAoA圖5 大迎角氣動特性3.2 Pressure measurement resultsFigure 6gives the pressure characteristics at two pressure measurement cross sections.The fol lowing discussion focuses on the cross section of x／Cr＝83.7%.Whenα＜5°，the pressure coeffic
實驗流體力學(xué) 2011年6期2011-11-15
- 連續(xù)變迎角測力試驗技術(shù)在大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞中的應(yīng)用
1000）連續(xù)變迎角測力試驗技術(shù)在大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞中的應(yīng)用魏 志1，2，謝 艷2，吳軍強2，王瑞波2，張 林2（1.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系，合肥 230026；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）由于暫沖式高速風(fēng)洞運行時間短暫，普遍采用階梯變迎角方式進行靜態(tài)測力試驗，其試驗信息量難以滿足先進飛行器研制的試驗需求。為在暫沖式高速風(fēng)洞中獲得更為詳盡的氣動力信息，在2.4m跨聲速風(fēng)洞中進行了連續(xù)變迎角測力試驗技術(shù)應(yīng)用研究。主要介紹了
實驗流體力學(xué) 2011年4期2011-06-15
- Investigation of flow separation control on an airfoil usingDBD plasma actuators
18deg圖6 迎角為18°時的PIV測量結(jié)果The results of the PIV show that the drop in lift at large angles of attack is due to separation of the flow at the leading edge.Fig.6（a）shows the flow field of the airfoil at a post stall of 18deg without c
實驗流體力學(xué) 2011年4期2011-06-15
- 風(fēng)力機翼型大迎角分離和動態(tài)失速的數(shù)值研究
變化。葉片的氣流迎角可在0°～360°發(fā)生變化。風(fēng)力機的氣動性能和載荷隨迎角的改變將發(fā)生變化，特別是氣流迎角大于失速迎角后，繞流發(fā)生分離，翼型的升力系數(shù)突然降低，阻力系數(shù)迅速增大，葉片的性能和載荷將發(fā)生突變。需要準確獲取風(fēng)力機在各迎角下的氣動性能，特別是大迎角下的氣動數(shù)據(jù)，為風(fēng)力機控制策略的實施提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；同時，大迎角下葉片的氣動載荷是必須提供給葉片結(jié)構(gòu)和強度設(shè)計工程師的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，關(guān)系到風(fēng)力機的安全運行。目前動態(tài)失速對水平軸風(fēng)力機性能的影響也越來越受到研
電網(wǎng)與清潔能源 2010年5期2010-05-10