基本介紹
- 中文名:前緣半徑
- 類型:術語
長時間的巡航飛行要求尖前緣防熱結構實現非燒蝕,隨著前緣半徑的減小,高超聲速巡航飛行器在大氣中巡航時前緣部位的氣動加熱增大,給防熱設計帶來巨大的挑戰,因此需要在飛行器的總體設計要求和熱防護設計要求之間進行有效的權衡,在滿足熱防護...
本項目緊密圍繞新一代尖化前緣高超聲速飛行器發展的熱點基礎問題——尖化前緣半徑引起的高超聲速飛行器轉捩基礎問題,採用穩定性理論、地面風洞試驗和數值模擬相結合的手段,研究了高超聲速圓錐邊界層和楔面邊界層轉捩影響的現象、特徵及其...
前緣半徑越小越易分離,最大升力係數小,但波阻也小。圓前緣翼型從後緣開始分離失速,隨著迎角增加分離前移,其失速迎角大,最大升力係數大,但超聲速波阻也大。所以一般亞聲速飛機採用圓前緣翼型,超聲速飛機採用較尖的前緣翼型。翼型...
③6族翼型:適用於較高速度的一些翼型族,得到廣泛套用。這種翼型又稱層流翼型,它的前緣半徑較小,最大厚度位置靠後,能使翼型表面上儘可能保持層流流動,以便減小摩擦阻力。④1族、7族、8族等翼型族,還有各種修改翼型。2)超臨界...
低阻翼型全稱低阻層流翼型,或稱層流翼型(laminar flow airfoil profile),層流翼型是一種為使翼表面保持大範圍的層流,以減小阻力而設計的翼型。與普通翼型相比,層流翼型的最大厚度位置更靠後緣,前緣半徑較小,上表面比較平坦,能使...
Sanator,Cubbage,Benson針對高超聲速進氣道研究了前緣鈍度效應對進氣道性能的影響。王曉棟等通過數值計算研究了不同壓縮面前緣半徑對高超聲速二元進氣道性能的影響。蔡巧言等採用CFD方法研究了前體邊界層狀態對軸對稱高超聲速進氣道的影響,獲得...
飛行器在高空低速飛行時,大彎度、大前緣半徑、大厚度翼面可以提供較大升力係數,同時增大翼展、改變翼後掠角,有助於降低發動機油耗,提高飛行效率;在低空飛行或快速機動時,小彎度、小前緣半徑、小厚度翼面可以降低氣動阻力,此時,縮短...
F-104的薄機翼和同時代的米格-21的機翼前緣半徑對比,即使同樣注重高速性能,F-104的機翼前緣半徑仍然要小得多。高效率的吹氣襟翼大幅改善了F-104的低速性能,使得這種高速構形飛機能夠滿足空軍的起降要求只能單向偏轉的副翼。由於翼展小...
2.5≤T/Dmax≤22.5;從葉根截面到葉頂截面的節距與葉型截面面積比T/A變化規律為:0.01≤T/A≤0.18;從葉根截面到葉頂截面的葉型前緣半徑R0變化規律為:1.0毫米≤R0≤3.5毫米;從葉根截面到葉頂截面的葉型尾緣半徑R1...
翼型的幾何參數包括厚度、彎度和前緣半徑等,調整這些幾何參數可以直接改變翼型的氣動性能。相對厚度:在不同的迎角下,小厚度翼型的上翼面壓力係數在激波後升高,會導致升阻比增加,但是小厚度翼型提前了激波的位置。大厚度翼型隨著飛行速度...
層流翼型是一種為使翼表面保持大範圍的層流,以減小阻力而設計的翼型。與普通翼型相比,層流翼型的最大厚度位置更靠後緣,前緣半徑較小,上表面比較平坦,能使翼表面儘可能保持層流流動,從而可減少摩擦阻力。層流翼型基本原理是在氣流達到...
該項目針對高升阻比布局與熱管冷卻防熱技術所面臨的空氣動力學和熱力學問題,突出認識:①乘波飛行器的前緣線外形、浸潤面積和有效體積等參數與升阻比的關係;②低雷諾數條件下氣動操縱規律和飛行穩定性;③鈍化前緣半徑與熱防護和升阻比的關係...