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某无人机多点式起落架风洞试验研究

科技创新与应用 2024年第16期14卷 69-72页

作者：王日生姜晓春杨昌发陈炜锋江西洪都航空工业集团有限责任公司南昌330024 江西航空研究院南昌330038

降低起落架阻力是提高飞机气动性能的关键技术之一。以某型无人机多点式起落架为研究对象,基于风洞试验技术对比分析前/后起落架的零升阻力系数,并提出改善起落架阻力特性的方法。试验结果表明,前起落架构型零升阻力系数最大,相比于干... 详细信息

降低起落架阻力是提高飞机气动性能的关键技术之一。以某型无人机多点式起落架为研究对象,基于风洞试验技术对比分析前/后起落架的零升阻力系数,并提出改善起落架阻力特性的方法。试验结果表明,前起落架构型零升阻力系数最大,相比于干净构型,零升阻力系数增加81%,最大升阻比降低31%。取消前/后机轮作为对照组,获得机轮的零升阻力系数,研究发现前机轮零升阻力系数为0.014,后机轮零升阻力系数为0.001,后续可以给前起落架安装整流罩以降低阻力。

关键词：多点式起落架零升阻力系数风洞试验气动干扰无人机

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底凹结构减阻效应数值分析

北京航空航天大学学报 2022年第4期48卷 682-690页

作者：李彪王良明杨志伟南京理工大学能源与动力工程学院南京210016

为研究弹丸底凹结构的减阻机理,使用三维定常CFD方法对M910弹丸的流场特性进行了数值模拟。给出了零升阻力系数随马赫数的变化规律,所得结果与实验数据符合很好。在此基础上,为M910弹丸引入底凹结构并进行数值模拟。对比了不同弹底结构... 详细信息

为研究弹丸底凹结构的减阻机理,使用三维定常CFD方法对M910弹丸的流场特性进行了数值模拟。给出了零升阻力系数随马赫数的变化规律,所得结果与实验数据符合很好。在此基础上,为M910弹丸引入底凹结构并进行数值模拟。对比了不同弹底结构的底部流场特性,对底凹结构减阻效应的产生机理进行了分析。结果表明:亚声速下,底凹结构在底凹腔体内引入了高压“死水区”,并以“屈从”的流体边界代替了原固体底面,从而改变了尾部涡街的形成位置、形状和强度,最终增大底部压力,减小弹丸阻力;跨声速下,由于尾部涡街远离弹丸底面,固体底面与流体边界面的作用相同,使得底凹不再具有减阻效果;超声速下,底凹结构的减阻机理与底排弹丸减阻机理类似,即底凹结构中的流体为弹丸底部回流区添加质量从而达到减阻作用。

关键词：减阻效应底部流场数值模拟底凹弹丸零升阻力系数

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一种确定飞机升阻特性的方法

飞行力学 1987年第4期 99-107页

作者：孙淑荣全昌业王传煌 630所

本文提出了一种在飞行中不测取发动机推力的条件下确定飞机升致阻力因子和零升阻力系数的方法,并用两架超音速飞机的飞行试验数据进行了验证,文中给出了计算结果和误差.结论指出,这种方法是可行的,能获得较好的精度.

关键词：零升阻力系数飞机飞行试验数据升阻特性

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高机动性歼击机气动布局的一些问题

航空学报 1979年第3期 1-22页

作者：方宝瑞胡秉科王竣太李天

本文讨论了高机动性歼击机气动布局的一些问题,其中包括机翼平面形状的选择、平尾参数及其位置的选择、立尾参数的选择和进气型武的选择等问题。在机翼平面形状的选择中,还介绍了机动襟翼、机翼边条和翼型前缘弯曲对提高机动性的作用,... 详细信息

本文讨论了高机动性歼击机气动布局的一些问题,其中包括机翼平面形状的选择、平尾参数及其位置的选择、立尾参数的选择和进气型武的选择等问题。在机翼平面形状的选择中,还介绍了机动襟翼、机翼边条和翼型前缘弯曲对提高机动性的作用,其作用机理和设计上的一些问题。进气型式的选择主要从改善大迎角飞机和发动机匹配的角度,比较了机身两侧和腹下两种进气型式,介绍了不同进气型式对全机气动特性的影响。

关键词：大迎角高机动性立尾垂直尾翼后掠角机翼边条平尾襟翼偏度小展弦比两侧进气道航向稳定性方向安定性机翼相对厚度跨音速阻力气动构型气动布局翼型前缘大侧滑角零升阻力系数飞机进气空中战斗机歼击机

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响尾蛇导弹弹体改型的性能改进

航空兵器 1980年第2期 9-21页

作者：邢秀华

本文对响尾蛇导弹弹体改型提出了一个飞行性能改善的初步估计。具体地说,对阻力减小的范围、高控制力矩的减小和鸭翼正向横滚和横滚速率控制都进行了叙述。通过对原来的的响尾蛇及其改型的飞行性能的比较,进行了性能改善的评价。并且对... 详细信息

本文对响尾蛇导弹弹体改型提出了一个飞行性能改善的初步估计。具体地说,对阻力减小的范围、高控制力矩的减小和鸭翼正向横滚和横滚速率控制都进行了叙述。通过对原来的的响尾蛇及其改型的飞行性能的比较,进行了性能改善的评价。并且对控制力矩大小的初步估算和可用的横滚控制也作了说明。

关键词：横滚控制导弹弹体响尾蛇鸭翼翼展陀螺舵翼面零升阻力系数性能改进

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空空导弹最大发射距离的设计

航空兵器 2005年第1期12卷 3-7页

作者：吕长起中国空空导弹研究院河南洛阳471009

给出用于空空导弹最大发射距离估算的方法和公式, 这种方法建立在利用马赫数倒数拟合零升阻力系数的基础上, 由此得到弹道设计的解析公式, 可以较精确地估算一自由度弹道, 或确定发动机推力特性。给出一个设计的实例, 并与仿真结果进行... 详细信息

给出用于空空导弹最大发射距离估算的方法和公式, 这种方法建立在利用马赫数倒数拟合零升阻力系数的基础上, 由此得到弹道设计的解析公式, 可以较精确地估算一自由度弹道, 或确定发动机推力特性。给出一个设计的实例, 并与仿真结果进行了比较。

关键词：空空导弹发射距离零升阻力系数推力弹道设计

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歼7为什么采用三角翼?

航空知识 2006年第1期 40-41页

作者：朱宝鎏

看过本期关于国产歼7战斗机的专题报道后,就会发现歼7气动布局的最大特点之一就是采用了三角翼设计。可是,歼7为什么要采用三角形机翼,以及三角翼的演变和发展、三角翼有哪些优缺点、世界上有多少作战飞机采用三角翼?带着这些问题,我们... 详细信息

看过本期关于国产歼7战斗机的专题报道后,就会发现歼7气动布局的最大特点之一就是采用了三角翼设计。可是,歼7为什么要采用三角形机翼,以及三角翼的演变和发展、三角翼有哪些优缺点、世界上有多少作战飞机采用三角翼?带着这些问题,我们请著名航空专家朱宝鎏教授作一个简要介绍。

关键词：三角翼飞机后掠翼战斗机零升阻力系数后掠角

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航弹风标头的外形及其气动特性

航空兵器 1982年第2期 4-7页

作者：李玉林

一前言利用纯追踪导引方法的制导航弹,要求其速度矢量始终对准目标。为此,需由弹上制导系统测量航弹速度矢量与线之间的夹角,以产生误差信号,进而形成控制信号,控制航弹飞行,以达到速度矢量对准目标的要求。要测得航弹速度矢量与视线之... 详细信息

一前言利用纯追踪导引方法的制导航弹,要求其速度矢量始终对准目标。为此,需由弹上制导系统测量航弹速度矢量与线之间的夹角,以产生误差信号,进而形成控制信号,控制航弹飞行,以达到速度矢量对准目标的要求。要测得航弹速度矢量与视线之间的夹角,可

关键词：力矩系数标头导数升力系数气动特性空气动力特性压力中心系数零升阻力系数航弹

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吹气衿翼

西北工业大学学报 1978年第1期 173-176页

作者：姜正行鄂秦蒋庆坦西北工业大学第三研究室

为改善高速飞机之起飞着陆性能,除采用一般机械式衿翼外,气动增升是大有发展前途的措施,其中吹气衿翼在增升以缩短滑跑距离方向的得益也还是明显的。但吹气衿翼的效率与机翼平面形状及管路通道等具体安排有密切联系,牵涉面甚广。虽然国... 详细信息

为改善高速飞机之起飞着陆性能,除采用一般机械式衿翼外,气动增升是大有发展前途的措施,其中吹气衿翼在增升以缩短滑跑距离方向的得益也还是明显的。但吹气衿翼的效率与机翼平面形状及管路通道等具体安排有密切联系,牵涉面甚广。虽然国内外多年来对于弦向吹气衿翼积累了比较多的实验数据,但在理论探讨上却并没能获得完整的计算吹气量与各种气动系数增量之间关系的解析方法。考究其原因,对吹气衿翼而言,最大升力系数的增加

关键词：附面层分离分离点速度型边界层分离零升阻力系数翼面力矩系数翼型动量系数增升吹气升力系数