迎角
迎角的相关文献在1981年到2022年内共计383篇,主要集中在航空、自动化技术、计算机技术、体育
等领域,其中期刊论文142篇、会议论文7篇、专利文献234篇;相关期刊80种,包括冰雪运动、西北工业大学学报、传感器与微系统等;
相关会议6种,包括第六届中国航空学会青年科技论坛、中国力学大会2011暨钱学森诞辰100周年纪念大会、第三届中国航空学会青年科技论坛等;迎角的相关文献由834位作者贡献,包括史忠科、叶正寅、张征宇等。
迎角
-研究学者
- 史忠科
- 叶正寅
- 张征宇
- 张伟伟
- 杨振华
- 王延奎
- 邓学蓥
- 严振华
- 孙一峰
- 宋述芳
- 杨士普
- 牟伟强
- 薛源
- 褚卫华
- 马宝峰
- 黄叙辉
- 任毅如
- 保罗·埃格兰
- 傅璟裔
- 刘凯礼
- 刘勇
- 刘嘉
- 刘小波
- 刘波
- 卜忱
- 向锦武
- 吴军强
- 周润
- 孙阳
- 季雨璇
- 张兆亮
- 张冬
- 张国友
- 张颖
- 拉斐尔·富卡里
- 李岩
- 王家兴
- 甄子洋
- 田伟
- 肖楚琬
- 胡国才
- 赵志坚
- 赵海
- 严仑
- 严昆
- 刘国红
- 刘春明
- 刘良存
- 吴大卫
- 吴讯
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管健;
方阳;
杨慧;
蔡北京
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摘要:
民用飞机通过机载大气数据传感器测量飞机所处环境下的大气总压与静压,并计算空速。为研究民用飞机总压传感器布局位置的气动特性,采用CFD数值计算手段得到不同迎角和侧滑角工况下机头附近的流场,通过候选总压探头布局位置的局部气流角度和探头总压损失曲线获得不同工况下的总压损失和空速误差。当局部角度曲线斜率低且各曲线聚集时,是总压探头的理想最优布局位置,探头局部气流角对迎角和侧滑角均不敏感,能同时保证横向和纵向气动特性最优;通过探头位置的局部气流角度并结合风洞试验获得的总压损失系数分布曲线进行总压损失预估,该方法对总压损失的预测准确有效,预测精度满足要求,可用来进行空速误差估算;总压探头布局位置的选取需结合民用飞机实际运行的侧滑角/迎角包线综合判断。
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祝衔琦;
孙祥程;
王娴
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摘要:
为了设计更高效、高机动性的扑翼飞行器,需要对扑翼运动机理进行细致的动力学研究。其中,迎角是影响扑翼运动气动性能的关键因素。本文结合格子Boltzmann法与Level-Set动边界识别法,建立了含有动边界的流场模拟方法,并采用GPU加速,数值研究了迎角对扑翼运动气动性能的影响。结果表明:增大迎角,扑翼运动的升阻比呈现先增大后减小的趋势,当迎角θ=10°时,能够获得最佳气动性能。θ=0°~40°范围内,随着迎角的增大,扑翼翼尖处的上下翼面压差比翼根、翼中处大,在翼尖处提供了更大的升力。随着迎角的增大,扑翼的前缘涡附着于翼面的面积明显增大,扑翼后方脱落的涡旋也较难耗散,提高了扑翼的升力;同时,翼尖涡的强度和影响范围变大,增加了扑翼的阻力。
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尚佳林;
高磊;
黄崇湘
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摘要:
为了研究悬停状态下扑翼飞行的运动参数对其所产生的非定常气动力影响,本文通过数值模拟方法模拟了不同拍动迎角条件下以提前翻转模式往复拍动二维平板的流场演化特性。通过比较不同迎角算例的瞬时与平均气动力,得到了不同迎角下的气动力变化规律。在拍动迎角增加的过程中,总共有四个因素受到迎角的影响,即尾迹捕捉机制,翻转机制,失速延迟机制,拍动迎角对气动力的升力分量的影响。在拍动行程开始的加速阶段,气动力主要受平板–涡相互作用的影响。而在匀速平动阶段,大迎角条件下的拍动由于受附着前缘涡的作用,可产生较大的升力,但若继续增大迎角会导致气动力的升力分量减小。在最后的减速–翻转阶段,由翻转机制提供的气动力随着迎角的增加而减小,这主要是因为大迎角拍动的平板对应着更小的转动的角速度,导致附加环减小,从而降低升力分量。综合上述各种机制的影响,对于所研究的拍动模式,扑翼的时均升力系数在拍动迎角为55度附近存在一个极大值,进一步增加迎角会导致升力的减小。
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张兵;
侯明;
王殿宇;
董友亮
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摘要:
针对导弹发射的机弹分离过程存在较大不稳定性问题,通过求解流体动力学方程组和刚体六自由度运动方程,仿真分析了迎角对空空导弹初始弹射弹道的影响.参照美国阿诺德工程发展中心开展的一项使用标准机翼/挂架/带舵外挂物模型的捕获轨迹法试验,建立了相似的几何仿真模型并进行了数值计算.通过数值计算结果与文献[29]中风洞试验结果进行对比分析,验证了数值计算方法的可行性;采用该方法计算和分析了四代战机在不同迎角下内埋弹射空空导弹的初始弹道.结果表明:在超声速条件下,迎角变化对导弹初始弹射阶段的六自由度运动有明显的影响;随着迎角的增大,导弹俯仰运动更剧烈、横滚角度更大、偏航角度更小,机弹分离的速度明显下降、分离的安全性逐渐降低.
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吴熙
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摘要:
以某型号飞机功能试验过程中的攻角传感器为研究对象,分析攻角传感器调节测试方法中存在的问题,通过对攻角传感器工作原理的分析以及现阶段功能试验方法的梳理,提出了一套攻角传感器自动调节系统的开发解决方案.该系统采用PLC对步进电机进行控制,由步进电机通过风标加持装置对攻角传感器的风标进行调节.通过对步进电机的速度、加速度及角位移的控制实现攻角传感器的高精度调节,精度在0.5°之内,满足现场使用需求.
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摘要:
战机发展到第四代后,尾翼均采用双垂尾设计,可有效地提升战机的飞行速度。当然,双垂尾并非四代机"专利",早在20世纪50年代,米格-25就采用双垂尾设计,飞行速度可达1 020.9 m/s (3马赫)。那么,与单垂尾设计相比,双垂尾设计的优势在哪里呢?垂尾主要是利用气动力来稳定前进方向,类似于箭矢尾端的羽翼。单垂尾战机的垂尾高度越高,在迎角飞行时,气动控制越不易受到机身遮挡的影响。
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申遂愿;
朱清华;
陈建炜;
王坤;
曾嘉楠;
朱振华;
丁正原
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摘要:
双体导弹是一种通过弹翼将2个单体导弹机体连接为一体的特殊构型导弹,因此具有独特的气动特性.基于FLUENT软件采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型分析了单体导弹和双体导弹在不同马赫数及迎角状态下的气动特性,研究了2种构型的气动特性差异.计算结果表明:双体导弹较单体导弹拥有更优的升力能力,但其所受阻力更大,升阻比下降;2种构型导弹阻力均随着迎角的增大而减小,且马赫数越大其减小幅度越小.
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叶正寅
- 《首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会》
| 2004年
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摘要:
本文通过联立求解NS方程和结构运动方程,在时间域内模拟了翼型的气动弹性过程,研究了翼型在不同迎角下的气动弹性性质,研究结果发现,翼型的颤振临界速度与迎角之间呈现复杂的关系,即使在小迎角条件下,也存在稳定的极限环现象,而且极限环现象出现在一定的速度和扰动范围中。随着迎角的增加,颤振临界速度先适当增加,在静态失速点附近,颤振临界速度大幅度下降,迎角进一步增大后,颤振临界速度又上升。研究工作中还进行了初步的翼型气动弹性风洞实验,从风洞试验结果与数值模拟的结果是一致的。
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宋述杰;
邓建华
- 《中国航空学会控制与应用第十一届学术年会》
| 2004年
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摘要:
针对迎角和侧滑角根本不能够精确测量,本文研究了一种利用INS/GPS系统数据结合其他辅助系统来估计迎角和侧滑角的方法,利用INS/GPS系统测量的地速和总加速度信号结合飞机其他传感器和数学模型估计得到了迎角和侧滑角传感器的虚拟信号.通过仿真验证,本方法结构简单易于工程实现,并且估计出来的迎角和侧滑角精度高,具有很好的实时性.
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Yu Chao;
余超;
Xie Wenjun;
谢文俊;
Hu Jiaguo;
胡加国;
Mao Sheng;
毛声;
Zhang Teng;
张腾
- 《第六届中国航空学会青年科技论坛》
| 2014年
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摘要:
针对扇翼样机在试飞中表现出的升力特性与速度和迎角的关系,本文采用数值模拟方法对扇翼流场特性影响分析,通过改变气体来流速度大小和来流方向,分别模拟扇翼机在不同速度和不同迎角下,仿真扇翼机上下翼面压力曲线.结果表明,扇翼机在速度很小时,升力很大,验证了扇翼机具有超短距起降能力;扇翼机速度超过20m/s时,升力不断减小;扇翼机在迎角-10°~20°时,扇翼机升力改变小,验证了扇翼机具有大迎角不失速的特点.
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马明生;
叶坤;
叶正寅
- 《中国力学大会2011暨钱学森诞辰100周年纪念大会》
| 2011年
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摘要:
针对近期提出的一种新型风机叶片的翼型设计方法。通过在翼型上表面后缘附近设计一个凹坑,形成了一种稳定的驻涡流动,利用该驻涡的影响,与传统的Gurney襟翼联合作用下,提高翼型的气动性能。通过将该方法在荷兰FFA-W3-301风机翼型上的初步运用,本文计算了不同雷诺数下的气动特性变化规律。数值模拟结果表明:新型翼型在不同雷诺数情况下,不断可以在相同迎角下提高翼型的升力系数,而且可以将原来翼型的失速迎角提高50 %以上,极大地扩大了翼型的迎角工作范围。
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叶坤;
叶正寅
- 《中国力学大会2011暨钱学森诞辰100周年纪念大会》
| 2011年
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摘要:
提出了一种新型风机翼型设计概念。该设计概念的思想是通过在翼型上表面后缘附近设计一个凹坑,形成了一种稳定的驻涡流动。该驻涡可以在大迎角的时候稳定流场,且与传统的Gurney襟翼相结合,提高翼型的气动性能。通过将该方法在FFA-W3-301风机翼型上的初步运用,数值模拟结果表明:所提出的新型翼型设计概念,不断可以在相同迎角下提高翼型的升力系数,其中最大的升力系数提高了72%,而且可以将原始翼型的失速迎角从12度提高到18度,极大地扩大了翼型的迎角工作范围。
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