【摘 要】
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以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性.结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲.刚
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以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性.结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲.刚、弹性尾翼阻力系数及二者的偏差随攻角的增大而减小,在30°攻角时两种尾翼的阻力系数几乎相等.迎风面最大压力随来流速度的增加呈现递增趋势,相同来流速度时,大攻角下的最大压力大于小攻角下的最大压力.尾翼对称面背风面出现两个大小大致相等的涡,呈现蝴蝶状低压区.
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