共查询到20条相似文献，搜索用时 15 毫秒
1.
2.
《内蒙古科技与经济》2019,(22)
针对小型载重无人机常规布局机翼的结构,根据无人机工作要求,计算了机翼的雷诺数和升力系数,比较了两种典型翼型的气动特性,选定MH114翼型为设计翼型,计算得到该无人载重机机翼升力系数、阻力系数及升阻比等参数值。 相似文献
3.
为了研究翼型边界层内旋转杆对SD7003翼型的尾涡模式和气动特性的影响,本文基于高精度的谱单元方法,对α=4度及Re=5000下SD7003翼型进行直接数值模拟.通过改变旋转杆在边界层内的位置和转速比,发现SD7003翼型的4种尾涡脱落模式,结合对SD7003翼型升力系数的频谱分析,详细统计了旋转杆不同位置和转速比下的翼型尾涡模式,揭示了旋转杆能推迟甚至抑制边界层流动分离以及翼型尾涡模式随旋转杆的变化规律;根据对SD7003翼型气动特性的量化分析,发现平均升力系数最大可提高114％,平均阻力系数最大增加88％.增加转速比后,平均升力系数最大提升44％,升阻比提升幅值为56％.旋转杆对SD7003翼型有较好的控制效果,为低雷诺数下翼型的边界层控制提供方法和思路. 相似文献
4.
为研究双圆柱在不同距径比(L/D)工况下的绕流,运用FIUENT软件模拟低雷诺数下的双圆柱绕流中表面压力系数的分布和升力系数、阻力系数的变化规律。通过数值模拟分析表明:双圆柱表面随着L/D的增大两圆柱柱后涡街将由耦合涡街逐步转化为单圆柱绕流时的卡门涡街,两柱对绕流的影响减弱;随着L/D的增加,两柱之间的相互作用减小,升力系数和阻力系数都逐渐降低。通过对不同L/D工况下的对比分析,为圆墩抑制双圆柱绕流的设计提供一定意义的参考。 相似文献
5.
6.
通过风洞试验研究了D形覆冰八分裂导线的气动力特性和驰振稳定性。对D形覆冰单导线和八分裂导线进行了气动力系数测定试验,分析了风速和风攻角对覆冰导线气动力特性的影响以及八分裂导线整体与子导线驰振稳定性的关系,并对国内外类似试验结果进行了汇总和比较,最后通过分裂导线舞动非线性数值模拟仿真再现了Den Hartog和Nigol舞动现象。结果表明:风速对D形覆冰导线阻力系数和升力系数的影响不大;八分裂导线整体阻力系数小于单导线,整体扭转系数大于单导线且波动更加明显;覆冰表面粗糙度和覆冰形状对导线气动力有一定影响;分裂导线整体Den Hartog舞动存在由部分子导线的舞动激发产生的现象;Den Hartog和Nigol系数均小于零时竖向舞动幅值非常大。 相似文献
7.
坡度和雨强对坡面流水力学特性的影响研究 总被引：1，自引：0，他引：1
为研究坡面流水力学特性,通过人工降雨物理模型试验数据和In HM分布式水文数值模型试验相结合的方法,研究了8种坡度5种雨强下坡面流流速、水深、阻力系数沿坡面的空间分布规律,分析了雨强和坡度对坡面流流速、水深、阻力系数的影响,以及阻力系数与水流雷诺数的关系。研究结果显示:从坡面上游到下游,流速和水深沿程递增,阻力系数沿程递减;雨强越大,流速和水深越大,阻力系数越小;流速及阻力系数与坡度正相关,水深与坡度负相关;阻力系数与水流雷诺数呈系数为a指数为b的函数关系,b的取值范围为-1.9~-1。 相似文献
8.
9.
翼型的选择是项重要的工作,翼型的性能对飞行器的升力有直接的影响．我们通常的方法是根据翼型的极曲线来判定翼型的优劣,但是这种方法有一定的不足就是并没有升力系数和阻力系数的具体数值,特别是对两种相近的翼型在本文中,运用FLUENT软件中对两种翼型进行气动性能进行仿真（主要是升力系数和阻力系数）,最后得出这两种翼型气动性的优劣,希望为以后飞行器的设计工作提供一些理论基础． 相似文献
10.
<正>飞行试验是在真实飞行条件下,开展军工产品坚定与评估的科学研究。飞行试验数据真实反映了飞行器及其机载系统在真实大气环境下的性能指标和作战效能,是型号设计定型、鉴定以及航空科学探索最重要的依据。随着航空武器装备研制水平不断提高,试验数据量直线上升。海量的飞行试验数据均需要快速处理、分析和有效的管理。 相似文献
11.
为了研究湍流模型对于低速流噪声预报的影响,采用结合不同湍流模型的流声分解方法(Viscous/Acoustic splitting method)计算雷诺数Re=20000时的圆柱绕流噪声。通过采用SSTk-ω湍流模型和基于SSTk-ω湍流模型的尺度自适应模拟(SST-SAS)模型分别计算圆柱绕流的流场分布。采用流声分解方法(Viscous/Acoustic splitting method)计算圆柱在两种流场下所产生的流噪声。结果表明采用SST-SAS湍流模型计算出的圆柱斯特哈尔数更接近实验结果,但SSTk-ω湍流模型算出的圆柱平均阻力系数更准确。采用两种湍流模型计算出的圆柱绕流噪声具有相似的偶极子柱面波分布规律,两种湍流模型算例声学的圆柱展向效应均不明显。采用不同湍流模型计算出的圆柱绕流噪声峰值频率不同,但均与流场计算出的圆柱升力系数峰值频率相同。可采用非稳态雷诺时均模拟(URANS)方法中的SSTk-ω模型结合流声分解法来预测圆柱绕流噪声等有确定升力系数频率的流噪声问题。 相似文献
12.
13.
采用CFD技术对鸭翼布局和常规布局飞机进行气动特性估算。利用计算机辅助软件对缩比飞机模型进行流体计算,通过对计算数据的处理,获得两种布局飞机在升力系数、阻力系数、升阻比、俯仰力矩等多个方面的典型气动特征参数,再对这些特征参数进行比对,最终得出两种布局飞机在气动方面的优缺点。 相似文献
14.
15.
《中国科技信息》2021,(8)
正采用三种CFD计算方法对直升机的机身模型进行了计算,得到了三组机身气动特性数据,并用风洞试验结果和CFD计算结果进行飞行品质计算,包括配平、稳定性、操纵性,分析机身气动特性对直升机飞行品质的影响。在直升机设计涉及的学科中,机身的气动设计是基础也是重要的一环,直接影响整个直升机的飞行性能和飞行品质,对直升机飞行安全、飞行效率与经济性等都具有决定性的影响。鉴于空气动力学问题本身的复杂性和求解难度,直升机机身气动设计主要是依赖于风洞试验并结合设计人员的工程经验,风洞试验一直都是提供机身气动力数据以及指导直升机设计的主要手段,但是风洞试验花费时间长,经济代价高, 相似文献
16.
<正>GJB1003A-2006《飞机燃油系统通用规范》中规定“低油面警告装置指示的油量应是在最大航程条件下至少飞行20min加上一次正常下滑着陆和一次复飞所需的燃油量”。《GJB3212-98飞机燃油系统飞行试验要求》中要求进行耗油顺序和耗油完全性科目,试验内容和方法中规定在飞行试验中进行“飞行前油箱加满油,当飞行到低油面警告灯亮时立即着陆,计量从各油箱放出的剩余油量”。 相似文献
17.
某型直升机主起落架小升力系数下的着陆性能研究 总被引：1，自引：0，他引：1
直升机起落架的主要作用为在着陆时吸收着陆能量,并降低冲击载荷。按GJB720A《直升机强度规范》的要求,直升机着陆时的升力系数取值不小于2/3,但规范对于升力系数小于此值的起落架性能表现没有明确要求。本文结合某型直升机主起落架外场问题,基于主起落架着陆动力学分析模型,计算其小升力系数下的着陆性能,计算结果与试验相吻合;同时对缓冲器提出了简单的优化方案,以使其在不同升力系数下性能均能满足使用要求。 相似文献
18.
纸飞机是一种自主动力空气动力学物理模型,在世界范围内有许多爱好者。其飞行效果一般用滑翔能力与滞空能力描述。本文首先我们通过分析纸飞机飞行过程的运动规律,建立投掷过程的运动轨迹方程,利用坐标系和数值求解得到最佳投射角的计算值。并通过最值问题计算出最佳投射角度为45度,进而建立了投掷的模型。然后利用牛顿第二定律先求出飞机在滑行过程中的瞬时速度。再利用纸飞机飞行过程中重力势能转化为纸飞机的动力以及能量守恒定理求纸飞机滑行距离与升力系数的关系,再结合纸飞机滑行的瞬时速度以及迎角关于升力系数的关系求出纸飞机的滑行距离。 相似文献
19.
《中国科技信息》2016,(Z1)
在外界大气温度低于国际标准大气(ISA)温度的低温条件下飞行,飞机的几何高度可能会低于气压高度,为保证飞行安全,一般需要进行气压高度的低温修正。现有的气压高度温度修正方法仅给出了机场位于平均海平面的保守修正数据,并未对标高不为0的机场进行深度研究。文章在原有气压高度修正公式的基础上,设定机场标高和温度,使用Matlab迭代算法计算得ISA偏差(?ISA),再利用飞机相对机场高度与?ISA二次迭代,得到气压高度修正量。同时分析了不同机场标高等因素在低温情况下对飞机气压高度的影响及修正。结果表明,按照文中提供的迭代算法进行低温修正,能够在保证安全的前提下,降低气压高度修正量几十英尺甚至上千英尺,明确了安全裕度,为航空公司在低温下的运行提供参考。 相似文献
20.
《中国科技信息》2017,(22)
高升力系统是通过增加飞机飞行中的升力,改善飞机飞行起降性能,提升飞机飞行安全。高升力加载系统在研究和检验高升力系统性能方面起着至关重要的作用,它能将传统的全实物试验转变为实验室条件下半实物的预测性试验。但由于高升力加载系统涉及到多学科的综合内容,而且在实际工程中,系统结构庞大、设计周期漫长、使用不具备重复性,或因为昂贵的价格不能进行反复实验,因此利用计算机进行系统仿真呈现出了不可代替的价值。本文重点应用AMESim-Simulink联合仿真技术手段,建立高升力及其加载系统的联合仿真模型,并对该联合仿真模型进行虚拟测试实验。观察加载力对主轴转速的影响,从而确定高升力系统与加载系统耦合作用的大小。 相似文献