大攻角動導數(shù)支撐系統(tǒng)的設計與研究

在對飛行器進行動態(tài)穩(wěn)定性分析時,需要有關(guān)的動態(tài)氣動參數(shù),這些參數(shù)值不能用理論方法計算,必須用風洞實驗方法確定,為此,設計了在風洞實驗中用于測量動態(tài)導數(shù)的支撐系統(tǒng)及研究了影響動態(tài)導數(shù)變化的因素.此系統(tǒng)采用強迫振動法,利用正弦發(fā)生器,使模型產(chǎn)生單自由度的滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰、升沉或平移振動,進而求得模型在各種姿態(tài)下的動導數(shù),此數(shù)據(jù)可為研究飛行器在大攻角狀態(tài)下的動態(tài)特性提供可靠的依據(jù).本裝置角度變化范圍大,精度高、風洞的堵塞度小、支架干擾量小,提高了實驗的測量精度.

作 者： 楊恩霞 孔凡凱 刁彥飛   作者單位： 哈爾濱工程大學機電工程學院,黑龍江,哈爾濱,150001  刊 名： 哈爾濱工程大學學報  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF HARBIN ENGINEERING UNIVERSITY  年，卷(期)： 2002 23(5)  分類號： O133  關(guān)鍵詞： 動導數(shù)   風洞試驗   大攻角   強迫振動  

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