论文部分内容阅读
根据有关理论与数据,结合具体飞行事故,分析了构形、耗油量对俯仰中立稳定迎角、方向中立稳定迎角、侧滑参数中立迎角、LCDP中立迎角的影响及对失速迎角影响的特点,最后得到了有关结论.
构形、耗油量对战机失速迎角的影响
【摘 要】
：
根据有关理论与数据,结合具体飞行事故,分析了构形、耗油量对俯仰中立稳定迎角、方向中立稳定迎角、侧滑参数中立迎角、LCDP中立迎角的影响及对失速迎角影响的特点,最后得到了有关结论.
【机 构】
：
海军飞行学院教研部,辽宁葫芦岛,125001
【出 处】
：
中国航空学会第22届飞行力学与飞行试验学术交流会暨中国人民解放军总装备部第7届飞行力学学术交流会
【发表日期】
：
2006年8期
其他文献
本文介绍了在气动中心高速所0.6m×0.6m风洞中开展的超声速弹舱流场气动声学特性研究情况.试验Ma数范围为1.19～1.783,模型迎角0°,模型长深比范围6.0～15,宽深比为5.6.试验结果表明:对于开式的弹舱流动,弹舱内存在多个强烈的噪声峰值,这些峰值将诱发结构振动,导致结构疲劳;对于闭式的弹舱流动而言,弹舱内没有大的噪声峰值.
为了研究多个喷流喷管对导弹控制力的干扰影响,本文通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格.通过对多种喷管控制组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将喷管几种排列组合对导弹喷流干扰力放大因子的影响进行了分析研究,得出一些多喷流干扰的结论.
应用非结构网格N-S方程数值模拟技术研究了超临界机翼民机全模型腹撑支臂位于模型腹部的前位、后位支撑位置以及后位支撑条件下腹撑支臂不同支撑角度的支臂干扰,分析计算结果从而为民机模型试验腹支撑方式位置选择及支臂角度选择提供参考依据.
本文提出了一种合理反映扰动模态和可压缩性影响的转捩模式.它以Menter的SST模式为基础,在有效黏性系数的模拟中考虑了不稳定扰动波的影响.本文分别选择亚声速、超声速和高超声速条件下的典型算例来验证模式.计算结果表明,本文模式具有较好的性能和较宽的应用范围.
湍流场中存在丰富的流动结构并体现在湍流边界层中.对这些流动结构的深刻理解有利于湍流计算模式的建立,为更有效地对流动施加控制提供信息.本文介绍了一种新的结构分类方法.该方法将湍流场中二维平面上的脉动结构归为五大类脉动结构,分别为"流向结构","展向结构","鞍点结构","正间歇结构"和"负间歇结构".应用此方法对槽道湍流的数值模拟结果的分析,再现了离壁面不同距离的平面上湍流结构的变化.根据各类结构空
翼尖喷气驱动的旋转机翼是新概念旋转机翼飞机的关键部件,它的应用使得飞机系统重量减轻,结构简单.本文设计建造了一套旋转机翼地面试验装置,并通过此装置验证了翼尖喷气驱动旋转机翼的原理,并进行了一定的旋转机翼悬停状态地面试验研究.通过试验拉力值与估算值的分析比较,验证了估算方法的有效性,了解了翼尖喷气驱动旋转机翼不同于传统轴带动旋翼的一些拉力特性,为后续的试验研究及估算方法的改进奠定了基础.
采用有限体积法来数值求解非定常Euler和NS方程,并在非定常计算中通过引入"网格速度"来计入阵风的影响,实现了对刚性翼型阵风响应的有效数值模拟.采用该方法来对翼型攻角突然增大的阵风、陡边型阵风这两种典型阵风情况下的翼型气动力响应进行了计算,结果表明:计算结果与现有的一些理论结果都符合较好,与文献中计算结果也吻合.同时通过计算发现:对于较薄的翼型,现有一些近似理论结果与Euler方程和NS方程的计
某改进型飞机为了实现正常并且安全操纵的需要,在升降舵上安装了上翘的后缘边条,从而将升降舵调整片的起飞预偏角移到了中立位置以下.但是这一改动却导致了巡航飞行时升降舵调整片严重下偏,违反了飞机设计的"活动面中立"原则.本文认为,升降舵及其调整片的中立位置是巡航设计点,而不是衡量起飞构形下杆位移和杆力的基准.
本文讨论了先进高性能战斗机的大迎角下俯力矩的要求,回顾了确定大迎角下俯力矩的背景资料,针对现行的有关大迎角下俯力矩指南进行了讨论.确定了大迎角下俯运动过程的评定指标--品质因数,给出了对此的初步要求.
针对民用客机的乘座舒适性问题,研究了民机在大气紊流响应下的乘座品质评价准则和计算方法;基于大气紊流强度的概率特性,通过飞机对大气紊流的响应与乘座品质的C准则之间的关系,推导出C准则的概率指标,从而获得基于概率观点的飞机乘座品质指标.最后以某机为例,给出计算示例算法和结果.所建立的概率指标和计算方法对随机紊流作用下的乘座品质评价更符合实际,对改善乘座品质的控制律设计有实用价值.