【摘 要】
:
采用模块化方法设计了一组具有钻石背弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测力实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°~12°,俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明,钻石背
【机 构】
:
北京理工大学,机电工程学院,100081
【出 处】
:
中国第一届近代空气动力学与气动热力学会议
论文部分内容阅读
采用模块化方法设计了一组具有钻石背弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测力实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°~12°,俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明,钻石背弹翼能提供较大的升力,具有钻石背弹翼的飞行器升阻比可达5以上,有很强的滑翔增程能力,适用于无动力制导炸弹的滑翔增程;攻角大于6°时,升力随攻角变化曲线的当地斜率迅速降低,具有钻石背弹翼的飞行器不宜在大攻角下飞行,应按最大升阻比选择滑翔飞行的攻角.
其他文献
从可压缩N-S方程出发,把流场分解成均匀流动和小扰动的叠加,得到稳定性方程.然后把扰动量分解成为快速变化的波状部分和慢速变化的形状函数部分,且认为形状函数在流向上的变
本文在简要总结国内外有关吸热碳氢燃料超声速燃烧研究现状的基础上,结合作者近期的研究工作,探讨了该领域受到广泛关注和急需解决的一些重点问题,包括吸热碳氢燃料的研制、
本文介绍了选用联合攻关课题组提供的WG-16模型在FL-2风洞中开展的模型大振幅俯仰、大振幅滚转以及大振幅俯仰和滚转复合运动试验技术研究.重点介绍了WG-16模型在大振幅俯仰
中国航空工业空气动力研究院在引进俄罗斯TsAGI的光学压力测量技术后,进行了该技术在高速风洞中的应用研究,同时与中国科学院化学研究所合作,开展了压力敏感涂料的国产化研制
首先对均匀来流下等直隔离段内流场进行了数值分析,研究了不同来流马赫数下等直隔离段在强反压作用下的流动特征,发现了激波串的变化规律,给出了激波串长度与反压比的拟合关
在CARDC-5的推进式风洞中,对双锥柱体模型进行了不同介质下的侧向喷流干扰测力试验,给出了冷、热喷流的推力放大因子和力矩放大因子的对比.其中冷喷流介质为空气,热喷流介质
结合高超声速飞行器的发展趋势,探讨了高超声速飞行器的关键技术之--综合热管理系统.针对气动加热产生的"热障"问题,提出一种主动与被动相结合的具有新型设计理念的热防护结
本文介绍了CT-1模型大攻角气动特性数值计算研究情况,主要有:(1)将原有的适用于多块重叠网格的流场计算程序改造成适用于多块对接网格的流场计算程序;(2)计算和分析了Ma=0.5
本文研究翼梢几何参数对C形机翼气动性能影响.基于NS方程数值模拟方法,以DLR-F4外形为设计初始布局,在机翼主翼不变、垂直翼梢和水平翼梢与主翼同等后掠、垂直翼梢高度为主翼
本文开展了结构/非结构混合网格应用技术的研究.研制了结构网格和非结构网格的解算器,在计算复杂气动外形时合理地利用结构网格技术和非结构网格技术的优点,将结构网格技术的