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高速风洞超大迎角试验技术初步研究
被引量:
3
1
作者
范召林
吴军强
+4 位作者
贺中
董臻东
武春祥
刘伟
朱庆洪
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2001年第3期36-42,共7页
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了&...
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。
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关键词
高速风洞
飞行器研制
大迎
角
空气动力学
大迎角试验
风洞
试验
技术
大迎
角
机构
模型
天平
大迎
角
风洞
试验
技术
支撑机构
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职称材料
4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
2
作者
刘赟
黄心跃
+1 位作者
张苗苗
陈陆军
《兵工自动化》
北大核心
2024年第7期79-81,96,共4页
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞...
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。
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关键词
4
m×3
m低速风洞
大迎角试验
上位机控制软件
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职称材料
小展弦比飞翼布局大迎角气动特性研究
被引量:
1
3
作者
王延灵
沈彦杰
+3 位作者
卜忱
冯帅
陈昊
唐文威
《气动研究与试验》
2023年第3期64-69,共6页
为研究小展弦比飞翼布局大迎角飞行时的动态特性,本文以小展弦比飞翼标模为研究对象,采用多种大迎角试验手段结合数值模拟方法,开展大迎角气动特性及流动机理分析。研究结果表明,随着迎角的增大,小展弦比飞翼布局前缘涡起始位置发生变化...
为研究小展弦比飞翼布局大迎角飞行时的动态特性,本文以小展弦比飞翼标模为研究对象,采用多种大迎角试验手段结合数值模拟方法,开展大迎角气动特性及流动机理分析。研究结果表明,随着迎角的增大,小展弦比飞翼布局前缘涡起始位置发生变化,并引发涡系干扰、涡破裂等流动现象,导致气动特性发生变化;迎角为40°~50°时,机翼上表面产生涡破裂现象,此区域动态特性与减缩频率具有强相关性,并且俯仰阻尼缺失易导致自激振荡。
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关键词
小展弦比飞翼标模
大迎角试验
数值模拟
气动特性
原文传递
反尾旋伞动态仿真计算研究
被引量:
5
4
作者
赵涛
王启
+1 位作者
王建培
吴菊英
《飞行力学》
CSCD
2001年第4期19-22,共4页
简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用 ,特别是对失速 /过失速 /尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理 ,建立了反尾旋伞的数学模型 ,估算确定了反尾旋伞阻...
简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用 ,特别是对失速 /过失速 /尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理 ,建立了反尾旋伞的数学模型 ,估算确定了反尾旋伞阻力面积 ,并对用反尾旋伞改出尾旋进行了动态仿真计算 ;同时 ,研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。
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关键词
反尾旋伞
动态仿真计算
大迎角试验
飞机
数学模型
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职称材料
大型民用飞机偏离特性与尾旋敏感性分析
5
作者
颜巍
黄灵恩
《民用飞机设计与研究》
2016年第2期32-36,共5页
为了研究某常规布局大型民用飞机的偏离特性与尾旋敏感性,在CARDC的FL-14水平风洞(Φ3.2m)中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用一系列的稳定性判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区间,...
为了研究某常规布局大型民用飞机的偏离特性与尾旋敏感性,在CARDC的FL-14水平风洞(Φ3.2m)中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用一系列的稳定性判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区间,并预测了飞机的尾旋敏感性。
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关键词
大迎角试验
偏离特性
尾旋敏感性
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职称材料
F/A—18全尺寸研制试飞
6
作者
布林.,WH
冯晓林
《国外试飞》
1995年第3期2-4,18,共4页
从1978年首飞至今,F/A-18飞机已经完成了1701个飞行架次,共计2256.6飞行小时。到1980年,测试飞机时出勤率已经达到了每月30个飞行小时,这表明。该飞机的可性设计和维护特性已达到一个成熟,合理的水平,...
从1978年首飞至今,F/A-18飞机已经完成了1701个飞行架次,共计2256.6飞行小时。到1980年,测试飞机时出勤率已经达到了每月30个飞行小时,这表明。该飞机的可性设计和维护特性已达到一个成熟,合理的水平,处于战斗护航构形的飞机(携带两枚AIM-7导弹,两枚AIM-9导弹,装20mm机炮),在颤振试验时,其速度包线已经被扩展到1.9马赫数,即750kn修正表速,在大迎角机动时。
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关键词
操纵品质
载荷裕度
大迎角试验
颤振裕度
飞机
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职称材料
题名
高速风洞超大迎角试验技术初步研究
被引量:
3
1
作者
范召林
吴军强
贺中
董臻东
武春祥
刘伟
朱庆洪
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2001年第3期36-42,共7页
文摘
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。
关键词
高速风洞
飞行器研制
大迎
角
空气动力学
大迎角试验
风洞
试验
技术
大迎
角
机构
模型
天平
大迎
角
风洞
试验
技术
支撑机构
Keywords
high angle of attack aerodynamics
high angle of attack test
wind tunnel test
support interference
wall interference
分类号
V211.71 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
2
作者
刘赟
黄心跃
张苗苗
陈陆军
机构
中国空气动力研究与发展中心低速所
出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第7期79-81,96,共4页
文摘
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。
关键词
4
m×3
m低速风洞
大迎角试验
上位机控制软件
Keywords
4 m×3 m low speed wind tunnel
high angle of attack test
upper computer control software
分类号
TJ430.2 [兵器科学与技术—火炮、自动武器与弹药工程]
V211.74 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
小展弦比飞翼布局大迎角气动特性研究
被引量:
1
3
作者
王延灵
沈彦杰
卜忱
冯帅
陈昊
唐文威
机构
中国航空工业空气动力研究院、低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
出处
《气动研究与试验》
2023年第3期64-69,共6页
文摘
为研究小展弦比飞翼布局大迎角飞行时的动态特性,本文以小展弦比飞翼标模为研究对象,采用多种大迎角试验手段结合数值模拟方法,开展大迎角气动特性及流动机理分析。研究结果表明,随着迎角的增大,小展弦比飞翼布局前缘涡起始位置发生变化,并引发涡系干扰、涡破裂等流动现象,导致气动特性发生变化;迎角为40°~50°时,机翼上表面产生涡破裂现象,此区域动态特性与减缩频率具有强相关性,并且俯仰阻尼缺失易导致自激振荡。
关键词
小展弦比飞翼标模
大迎角试验
数值模拟
气动特性
Keywords
FDM
high angle of attack test
numerical simulation
aerodynamic characteristic
分类号
V212.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
反尾旋伞动态仿真计算研究
被引量:
5
4
作者
赵涛
王启
王建培
吴菊英
机构
中国飞行试验研究院飞机所
西北工业大学
空军工程大学电讯工程学院
出处
《飞行力学》
CSCD
2001年第4期19-22,共4页
文摘
简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用 ,特别是对失速 /过失速 /尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理 ,建立了反尾旋伞的数学模型 ,估算确定了反尾旋伞阻力面积 ,并对用反尾旋伞改出尾旋进行了动态仿真计算 ;同时 ,研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。
关键词
反尾旋伞
动态仿真计算
大迎角试验
飞机
数学模型
Keywords
high AOA
stall/spin
anti spin parachute
spin recovery
分类号
V212 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
大型民用飞机偏离特性与尾旋敏感性分析
5
作者
颜巍
黄灵恩
机构
上海飞机设计研究院
出处
《民用飞机设计与研究》
2016年第2期32-36,共5页
文摘
为了研究某常规布局大型民用飞机的偏离特性与尾旋敏感性,在CARDC的FL-14水平风洞(Φ3.2m)中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用一系列的稳定性判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区间,并预测了飞机的尾旋敏感性。
关键词
大迎角试验
偏离特性
尾旋敏感性
Keywords
high angle of attack experiments
departure characteristics
spin sensitivity
分类号
V328 [航空宇航科学与技术—人机与环境工程]
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职称材料
题名
F/A—18全尺寸研制试飞
6
作者
布林.,WH
冯晓林
出处
《国外试飞》
1995年第3期2-4,18,共4页
文摘
从1978年首飞至今,F/A-18飞机已经完成了1701个飞行架次,共计2256.6飞行小时。到1980年,测试飞机时出勤率已经达到了每月30个飞行小时,这表明。该飞机的可性设计和维护特性已达到一个成熟,合理的水平,处于战斗护航构形的飞机(携带两枚AIM-7导弹,两枚AIM-9导弹,装20mm机炮),在颤振试验时,其速度包线已经被扩展到1.9马赫数,即750kn修正表速,在大迎角机动时。
关键词
操纵品质
载荷裕度
大迎角试验
颤振裕度
飞机
分类号
V212.128 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高速风洞超大迎角试验技术初步研究
范召林
吴军强
贺中
董臻东
武春祥
刘伟
朱庆洪
《流体力学实验与测量》
CSCD
北大核心
2001
3
下载PDF
职称材料
2
4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
刘赟
黄心跃
张苗苗
陈陆军
《兵工自动化》
北大核心
2024
0
下载PDF
职称材料
3
小展弦比飞翼布局大迎角气动特性研究
王延灵
沈彦杰
卜忱
冯帅
陈昊
唐文威
《气动研究与试验》
2023
1
原文传递
4
反尾旋伞动态仿真计算研究
赵涛
王启
王建培
吴菊英
《飞行力学》
CSCD
2001
5
下载PDF
职称材料
5
大型民用飞机偏离特性与尾旋敏感性分析
颜巍
黄灵恩
《民用飞机设计与研究》
2016
0
下载PDF
职称材料
6
F/A—18全尺寸研制试飞
布林.,WH
冯晓林
《国外试飞》
1995
0
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职称材料
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