【摘 要】
：
本文介绍了在FL-1风洞开展的动导数测量实验技术研究成果,包括实验设备、实验原理、测试系统、数据处理和实验数据分析.实验马赫数为0.4、0.6、0.9、1.2;迎角为-5°~10°;振
【机 构】
：
中国航空工业空气动力研究院(沈阳)
论文部分内容阅读
本文介绍了在FL-1风洞开展的动导数测量实验技术研究成果,包括实验设备、实验原理、测试系统、数据处理和实验数据分析.实验马赫数为0.4、0.6、0.9、1.2;迎角为-5°~10°;振动频率8.33~35Hz;减缩频率0.018~0.07;实验雷诺数为0.78×10<6>~1.82×10<6>/米;实验测得了SDM标模俯仰、滚转阻尼导数,并研究了阻尼导数随马赫数、迎角、减缩频率的变化关系,以及不同的滤波周期对阻尼导数的影响.此外还进行了重复实验.实验结果表明:目前的阻尼导数测量数据稳定,与国内外文献数据具有很好的一致性.
其他文献
2.4米风洞大攻角机构调试试验于2003年9月完成.调试试验先后使用了CT-1、某三代机和某四代机等三个模型对机构的各项性能指标参数进行了动态调试.调试结果表明:机构的实际指
本文摸索了涵道构型的减阻效果.运用风洞试验和数值模拟手段,对一种小后掠的翼身组合体构型在机翼开设不同涵道时的亚、跨、超声速气动特性进行了研究,给出了不同条件下的阻
改进后的FD-06风洞进气道试验技术采用SPI8400电子扫描阀数据采集系统和进气道锥体闭环测控子系统,提高了测控速度、精度和准度,提升了系统的自动化程度,缩短了吹风时间.
本文介绍该项研究的目的、要求、研究内容、试验条件及试验方法.文中简单介绍了半模和全模两期抖振试验的主要结果,提及了研究中存在的不足和将来研究应改进或加强的工作.文
本文介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果.在M=0.60~1.50、α=-4°~16°、β=0°~5°的试验条件下,利用两台内
本文是回忆钱学森同志在我国导弹事业创建初期的几件往事,旨在颂扬钱老的伟大品格和高超的学术技术见解,以及渊博的学识.
本文基于结构化网格,应用Baldwin-Lomax湍流模型进行绕舵面流动的二维N-S方程数值模拟,将部分计算结果与风洞试验结果进行了对比分析研究,分析了计算方法的可靠性和计算结果
实现了低速风洞中翼面大面积均匀加热技术,翼面静态温度精度在红外热像仪的测量精度范围内.采用了二维数值滤波和拟合技术降低环境噪声对温度测量精度的影响,对因偏离红外热
本文对弹射座椅试验"Γ"形机构支架干扰及"Γ"形机构侧支撑(左、右)、背支撑方式试验结果进行定量分析,结果发现:"Γ"形机构支架干扰量很小,和座椅模型、假人装拆带来的试验
利用FLUENT软件对某超音速飞航导弹全弹的气动加热进行了数值模拟.结果表明,气动加热对导弹内外壁面的温度有很大的影响.计算结果规律正确,数值合理,可以作为导弹结构设计和