低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

【简介】感谢网友“、小佛”参与投稿，下面就是小编给大家分享的低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究（共4篇），希望大家喜欢!

篇1：低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角（α=0°～45°）和侧滑角（β=-15°～15°）对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱，分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的.关系。试验表明：在低速来流状态（Ma≈0.1）下，随着攻角的增加（α从0°增加到45°），进气道总压恢复系数下降较小，总压畸变指数几乎不变，这有利于飞机的大攻角机动飞行。

作 者：钟易成 余少志 陈晓  作者单位：南京航空航天大学 能源与动力学院, 刊 名：航空动力学报  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)： 16(1) 分类号：V231.3 关键词：气动特性   尖脊进气道   攻角   侧滑角  

篇2：高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

在FL-24风洞中进行了试验M数为0.60、0.90及1.20,攻角为0°～360°,侧滑角为0°～-90°,试验雷诺数为(2.8～5.4)×106的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究.结果表明,本项试验技术是可行的`,所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理,试验数据可靠,量值可信,可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算.

作 者：陈德华 Chen Dehua  作者单位：中国空气动力研究与发展中心,绵阳,621000 刊 名：流体力学实验与测量  ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)： 13(1) 分类号：V211 关键词：航空弹射座椅   跨声速流   大攻角   大侧滑角   风洞试验  

篇3：湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带,40°,60°和70°“只”字型粗糙带等5种状态的实验结果,并对实验结果进行了分析.实验的`湍流度为:0.02%,0.10%和0.33%.实验结果表明,不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响.总的来说,上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型,即“有影响型”和“无影响型”.研究还表明,湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性.当湍流度自0.10%变化到0.33%时,湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大.但当湍流度自0.02%变化到0.10%时,湍流度的影响则较大.

作 者：白存儒 屠兴 郭渠渝 何克敏 BAI Cun-ru TU Xing GUO Qu-yu HE Ke-min  作者单位：西北工业大学,陕西,西安,710072 刊 名：流体力学实验与测量  ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)：1999 13(3) 分类号：V211.41 关键词：大攻角   湍流度   风洞实验   旋涡   气流分离  

篇4：圆锥低超声速有攻角绕流非对称涡流的数值模拟与非线性分岔的研究

圆锥低超声速有攻角绕流非对称涡流的数值模拟与非线性分岔的研究

本文用数值方法研究了圆锥低超声速有攻角绕流的对称和非对称定常解、扰动响应以及在更大攻角(α＝30°)时出现的准周期解问题.研究指出:小攻角下对称流态是结构稳定的,当攻角增大并超过某一临界攻角时,对称流态变得结构不稳定,从而演变为结构稳定的非对称定常解.如攻角再进一步增大并超过另一临界值时,出现第二次结构不稳定,定态解又演变为准周期振荡解.这表明,以攻角作为参数,随攻角的'增大,先出现定态解到另一定态解的分岔,进一步出现具有时间周期解的Hopf分岔.结构不稳定性是产生上述分岔的物理原因.

作 者：张涵信 冉政 Zhang Hanxin Ran Zheng  作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳,621000 刊 名：空气动力学学报  ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERODYNAMICA SINICA 年，卷(期)：1999 17(2) 分类号：V211.1 关键词：非对称涡流   结构稳定性   数值模拟   分岔