CN116894353B - 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法 - Google Patents

一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116894353B
CN116894353B CN202311152408.6A CN202311152408A CN116894353B CN 116894353 B CN116894353 B CN 116894353B CN 202311152408 A CN202311152408 A CN 202311152408A CN 116894353 B CN116894353 B CN 116894353B
Authority
CN
China
Prior art keywords
vortex
wake
wake vortex
wing
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202311152408.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116894353A (zh
Inventor
刘光远
陶洋
刘奇
张昌荣
王晓冰
张伟
彭鑫
邓吉龙
陈昇展
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202311152408.6A priority Critical patent/CN116894353B/zh
Publication of CN116894353A publication Critical patent/CN116894353A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116894353B publication Critical patent/CN116894353B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，属于实验空气动力学领域，目的在于解决现有方法多根据经验和探针尺寸设计试验方案，缺少设计输入的有效支撑，设计风险较高的缺陷。本申请的估算方法采用模型展弦比、机翼参考面积、飞行速度、升力系数等参数，估算尾涡位置、强度等信息，不需要模型的外形细节，不仅避免了漩涡流动数值模拟的难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围，具有较强的适应性。本申请能够完善飞行器尾涡参数获取方法，快速估算尾涡位置、强度、涡核半径等关键信息，既能够应用于编队飞行风洞试验尾涡测试方案设计中，还能够用于评估真实飞行中的尾涡特性，对于保障试验质量、降低试验成本，具有显著的指导作用。

Description

一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法
技术领域
本发明涉及实验空气动力学领域，具体为一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法。
背景技术
获得飞行器尾涡卷起初始位置，并预测尾涡涡核尺寸、涡流强度是评估编队飞行安全性的前提和基础，是开展编队队形参数设计优化的重要依据。尾涡发展、演化现象与湍流、涡间干扰等复杂流动密切相关，数值模拟难度极大。目前，工程上主要以风洞试验为主，通常采用全局粒子示踪技术，或者方向探针，测量前机的尾涡流场，并分析涡流区域气流速度、方向等信息，而后重构尾涡流场。其中，粒子示踪技术受限于试验条件、粒子浓度以及观测位置，通常较难获得尾涡的准确信息，因此目前风洞试验中，多采用固定或可移动的方向探针排架测量流场信息。限于模型尺寸，前机的涡核尺寸较小，并在下游空间中由于粘性阻滞作用而迅速耗散，若测试位置不准确，或移测间距过大，则可能无法获得涡核处的流场信息，甚至得到虚假的信息；而利用可移动探针排架开展致密网格点的测试，不仅大幅增加试验成本，而且给方案设计和结果评估带来较大困难。
因此，迫切需要一种确定编队尾涡参数的方法。
发明内容
实际上，尾涡即翼尖涡，是有限翼展机翼下翼面向上翼面卷起涡流向下游发展的结果，表征了诱导阻力的量值，其强度与机翼升力、形状等密切相关。针对现有技术的不足，本申请提出一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其是一种根据飞行器外形和气动特性快速预测尾涡参数的工程方法。本申请能够完善飞行器尾涡参数获取方法，快速估算尾涡位置、强度、涡核半径等关键信息，既能够应用于编队飞行风洞试验尾涡测试方案设计中，还能够用于评估真实飞行中的尾涡特性，对于保障试验质量、降低试验成本，具有显著的指导作用。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，包括如下步骤：
S1、利用风洞试验或数值模拟得到不同迎角对应的升力系数C L；
S2、利用模型升力系数、机翼展长、展弦比计算尾涡卷起距离，计算公式如下：
，
式中，S v为尾涡卷起距离，λ为机翼展弦比，B为机翼展长，C L为模型升力系数；k为与模型布局相关的常数，对于圆柱机身、梯形机翼，该值取0.28，对于翼身融合布局，该值取0.34；
S3、利用马赫数、静温计算气流速度，计算公式如下：
，
式中，γ为比热比，R为气体常数，T为气流静温，Ma为飞行器飞行马赫数，V为气流速度；
S4、利用尾涡卷起距离、气流速度估算尾涡卷起时间，计算公式如下：
，
式中，T v 为尾涡卷起时间；
S5、利用机翼有效展长估算尾涡涡核间距，计算公式如下：
，
式中，为尾涡涡核间距，B为机翼展长，π为圆周率；
S6、利用尾涡涡核间距、模型升力系数、气流密度、气流速度估算尾涡环量，计算公式如下：
，
式中，S ref为机翼参考面积，q为气流速压，ρ为气流密度，为尾涡环量；
S7、根据尾涡环量估算涡核半径/>，计算公式如下：
。
所述涡核是指漩涡内部的涡量密集区。
所述尾涡卷起距离是指尾涡生成至强度稳定时涡核与飞行器翼尖的距离。
所述尾涡卷起时间是指按照飞行器飞行速度从翼尖至尾涡强度稳定的时间。
所述尾涡环量是指尾涡的强度。
所述步骤S3中，空气的比热比γ=1.40，空气的气体常数R=287J/kg.K。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
（1）现有方法多根据经验和探针尺寸设计试验方案，缺少设计输入的有效支撑，设计风险较高；本申请首次提出了根据涡核尺寸、尾涡强度来确定测试区域的工程方法，能够为测试方案设计提供有力指导；
（2）现有方法无法在试验前确定尾涡流场区域的起始位置，为保证测试的完整性，通常在极大的轴向范围内开展测试工作，不仅增加了测试成本，还引入了更多的测试误差；本发明提出了预测尾涡卷起位置的工程方法，能够在试验前明确测试区域范围，降低测试成本，具有较高的应用价值；
（3）本申请采用模型展弦比、机翼参考面积、飞行速度、升力系数等参数，估算尾涡位置、强度等信息，不需要模型的外形细节，不仅避免了漩涡流动数值模拟的难题，而且能够有效拓宽该方法的适用范围，具有较强的适应性；
（4）本申请不仅能够适用于试验测试，通过更改模型缩比，还可以快速预测实际飞行中尾涡卷起时间、尾涡环量以及最大切向速度，因此还适用于飞行编队队形参数设计、起降间隔评估等领域，工程实用性好。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1尾涡卷起距离随飞行迎角的变化图。
图2为尾涡卷起时间随飞行高度的变化图。
图3为尾涡强度随飞行迎角的变化图。
图4为尾涡强度随飞行高度的变化图。
在图1、图3中，横坐标α为飞行迎角，单位为度；在图2、图4中，H为飞行高度，单位为千米。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
试验中测试位置、间距等要求与飞机尾涡特征尺寸密切相关，而尾涡尺寸参数由机翼升力、模型外形决定，因此可以通过估算手段确定尾涡起始位置和尺寸等关键参数，以试验测试的、真实的升力数据分析尾涡试验的测试要求。尾涡由翼尖处下翼面气流向上翼面卷起，并在飞行器下游与飞行器绕流场掺混产生，因此其卷起位置与沿翼根向翼尖的展向流动、飞机升力系数、展长相关，与翼尖的轴向距离可以通过上述三个量进行估算。尾涡卷起时间可通过尾涡距离翼尖的轴向距离、飞机飞行速度确定。采用尾涡环量表示尾涡强度；尾涡涡核间距近似取机翼的有效翼展长度，对于升力载荷椭圆形分布机翼，有效翼展量值为π*B/4；最后，估算涡核半径。
本实施例中，通过如下步骤快速获得飞行器尾涡参数。
S1、利用风洞试验或数值模拟得到不同迎角对应的升力系数C L。
S2、利用模型升力系数、机翼展长、展弦比计算尾涡卷起距离，计算公式如下：
（1），
式中，S v为尾涡卷起距离，λ为机翼展弦比，B为机翼展长，C L为模型升力系数，k为与模型布局相关的常数，对于圆柱机身、梯形机翼，该值取0.28，对于翼身融合布局，该值取0.34。
S3、利用马赫数、静温计算气流速度，计算公式如下：
（2），
式中，γ为比热比，对于空气γ=1.40；R为气体常数，对于空气R=287J/kg.K；T为气流静温，Ma为飞行器飞行马赫数，V为气流速度。
S4、利用尾涡卷起距离、气流速度估算尾涡卷起时间，计算公式如下：
（3），
式中，T v 为尾涡卷起时间。
S5、利用机翼有效展长估算尾涡涡核间距，计算公式如下：
（4），
式中，为尾涡涡核间距，B为机翼展长，π=3.14159为圆周率。
S6、利用尾涡涡核间距、模型升力系数、气流密度、气流速度估算尾涡环量，计算公式如下：
（5），
式中，S ref为机翼参考面积，q为气流速压，ρ为气流密度，为尾涡环量，即尾涡强度的定量描述。
S7、根据尾涡环量估算涡核半径/>，计算公式如下：
（6）。
所述涡核是指漩涡内部的涡量密集区，其运动类似刚体旋转。本申请采用奥森涡模型描述粘性对尾涡强度的耗散作用，该模型从t=0时开始考虑粘性耗散作用影响，利用尾涡卷起时间估算涡核尺寸。
所述尾涡卷起距离是指尾涡生成至强度稳定时涡核与飞行器翼尖的距离，尾涡卷起距离是编队飞行安全性评估的重要指标，在该范围内尾涡对其他飞行器的影响最为严重。
所述尾涡卷起时间是指按照飞行器飞行速度从翼尖至尾涡强度稳定的时间，本发明中采用奥森涡模型描述尾涡发展特性，将结合尾涡卷起时间、尾涡环量估算涡核半径；所述奥森涡模型是流体力学中的一个黏性线涡旋模型，其径向速度分量为零，空间任意处涡量随时间的变化从初始时刻的零值逐渐增加，达到极大值后又逐渐减小为零；所述涡核半径是指尾涡流场中切向速度最大位置对应的半径，本发明利用奥森涡模型来描述尾涡流动，能够实现外流与涡核区域诱导速度的光滑过度，过度边界与尾涡中心的距离即为涡核半径。
所述尾涡涡核间距是指飞行器机翼左、右翼尖卷起的尾涡涡核中心的距离，本发明中利用机翼有效展长代替；所述机翼有效展长是针对带有翼尖小翼等装置的机翼定义的一种等效机翼的展长，翼尖小翼使飞机的翼尖涡降低，进而降低了诱导阻力，机翼有效翼展指对应相同诱导阻力下的等效机翼的展长，通常小于机翼的几何翼展（机翼左、右翼尖之间的距离）。
所述尾涡环量是指尾涡的强度，根据儒柯夫斯基定理，尾涡环量可以利用尾涡涡核间距、升力、密度、速度进行估算。当飞机重量和飞行高度一定时，飞行速度小，翼尖尾涡强度大；所属儒柯夫斯基定理是指机翼受到的垂直于来流方向的作用力（即升力）大小等于气流密度、来流速度和绕该机翼的环量之积。
本申请中，为了达到更好的技术效果，升力系数可以使用数值模拟结果或者风洞测试结果，随迎角的变化曲线可以作为分析尾涡强度、位置随飞行姿态变化规律的参考依据。
本申请中，为了达到更好的技术效果，利用有效展长代替尾涡涡核间距，有效展长按照升力载荷椭圆形分布计算，能够显著降低评估难度。
本申请中，为了达到更好的技术效果，尾涡强度，即尾涡环量采用儒柯夫斯基定理计算，通过飞行器升力载荷，气流密度、速度和涡核间距快速计算出尾涡强度。
实施例1 某大型客机尾涡参数随飞行迎角、飞行高度的变化
分析某大型客机的尾涡特性。Ma=0.785时不同迎角下的升力系数由风洞试验确定，结果如下表1所示；表1中还给出了该飞机模型的缩比、展长、展弦比等外形参数。
表1
按照模型缩比反算飞机真实尺寸，机翼展长为40.275米，机翼参考面积为160.1525m2，机翼展弦比为10.13。
采用本实施例的方法的工作流程如下。
（1）利用公式（1）计算不同迎角下尾涡卷起距离，以迎角2.5°为例，计算结果为：
米。
（2）按照公式（2）计算气流速度，气流静温按照标准大气公式计算，飞机飞行高度为10km，气流静温为223.25K，气流速度为：
米/秒。
（3）利用公式（3）估算尾涡卷起时间，飞行迎角2.5°时：
秒。
（4）利用公式（4）估算尾涡涡核间距：
米。
（5）利用公式（5）估算尾涡强度（尾涡环量），气流速压q、气流密度ρ按照标准大气计算，分别为11434Pa、0.4135kg/m3，迎角2.5°时：
米2/秒。
（6）利用公式（6）估算尾涡涡核半径，迎角2.5°时：
米。
按照上述步骤即可实现飞行器不同迎角时尾涡位置、强度、半径等特性参数的快速估算，也可以利用标准大气模型获得不同飞行高度时尾涡特性参数，典型结果见图1~图4所示。
图1为尾涡卷起距离（即尾涡位置）随飞行迎角的变化情况，可以看出，随着迎角增大，模型升力增大，翼尖涡强度变大，卷起距离从零迎角的663.2米减小至迎角5°时的145.6米。
图2为尾涡卷起时间随飞行高度的变化情况，迎角为2.5°，可以看出，随着飞行高度的增加，相同飞行马赫数对应的飞行速度减小，尾涡卷起时间随飞行高度的增加而线性增大。
图3为尾涡强度随飞行迎角的变化情况，可以看出，随着飞行迎角的增大，飞机的升力增加，尾涡强度逐渐增大。图4为尾涡强度随飞行高度的变化情况，可以看出，随着飞行高度的增加，气流密度、速压和飞行速度均减小，虽然模型升力系数不变，但尾涡强度线性降低。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (6)

1.一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、利用风洞试验或数值模拟得到不同迎角对应的升力系数C L；
S2、利用模型升力系数、机翼展长、展弦比计算尾涡卷起距离，计算公式如下：
，
式中，S v为尾涡卷起距离，λ为机翼展弦比，B为机翼展长，C L为模型升力系数；k为与模型布局相关的常数，对于圆柱机身、梯形机翼，该值取0.28，对于翼身融合布局，该值取0.34；
S3、利用马赫数、静温计算气流速度，计算公式如下：
，
式中，γ为比热比，R为气体常数，T为气流静温，Ma为飞行器飞行马赫数，V为气流速度；
S4、利用尾涡卷起距离、气流速度估算尾涡卷起时间，计算公式如下：
，
式中，T v 为尾涡卷起时间；
S5、利用机翼有效展长估算尾涡涡核间距，计算公式如下：
，
式中，为尾涡涡核间距，B为机翼展长，π为圆周率；
S6、利用尾涡涡核间距、模型升力系数、气流密度、气流速度估算尾涡环量 ，计算公式如下：
，
式中，S ref为机翼参考面积，q为气流速压，ρ为气流密度， 为尾涡环量；
S7、根据尾涡环量估算涡核半径/>，计算公式如下：
。
2.根据权利要求1所述快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，所述涡核是指漩涡内部的涡量密集区。
3.根据权利要求1所述快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，所述尾涡卷起距离是指尾涡生成至强度稳定时涡核与飞行器翼尖的距离。
4.根据权利要求1所述快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，所述尾涡卷起时间是指按照飞行器飞行速度从翼尖至尾涡强度稳定的时间。
5.根据权利要求1所述快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，所述尾涡环量是指尾涡的强度。
6.根据权利要求1所述快速获得飞行器尾涡参数的估算方法，其特征在于，所述步骤S3中，空气的比热比γ=1.40，空气的气体常数R=287J/kg.K。
CN202311152408.6A 2023-09-08 2023-09-08 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法 Active CN116894353B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311152408.6A CN116894353B (zh) 2023-09-08 2023-09-08 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311152408.6A CN116894353B (zh) 2023-09-08 2023-09-08 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116894353A CN116894353A (zh) 2023-10-17
CN116894353B true CN116894353B (zh) 2023-11-17

Family

ID=88313732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311152408.6A Active CN116894353B (zh) 2023-09-08 2023-09-08 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116894353B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299455A (en) * 1992-03-27 1994-04-05 Mangalam Siva M Method and instrumentation system for measuring airspeed and flow angle
CN108036917A (zh) * 2017-12-15 2018-05-15 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
CN115615655A (zh) * 2022-11-15 2023-01-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式跨声速风洞试验数据干扰修正方法
CN115758940A (zh) * 2022-11-27 2023-03-07 中国直升机设计研究所 一种适用于倾转旋翼飞行器着舰飞行特性分析方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050197811A1 (en) * 2004-02-02 2005-09-08 Ariyur Kartik B. Prediction of dynamic ground effect forces for fixed wing aircraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299455A (en) * 1992-03-27 1994-04-05 Mangalam Siva M Method and instrumentation system for measuring airspeed and flow angle
CN108036917A (zh) * 2017-12-15 2018-05-15 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
CN115615655A (zh) * 2022-11-15 2023-01-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式跨声速风洞试验数据干扰修正方法
CN115758940A (zh) * 2022-11-27 2023-03-07 中国直升机设计研究所 一种适用于倾转旋翼飞行器着舰飞行特性分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN116894353A (zh) 2023-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kim et al. Low-Reynolds-number effect on the aerodynamic characteristics of a pitching NACA0012 airfoil
Broeren et al. Flowfield measurements about an airfoil with leading-edge ice shapes
MacIsaac et al. Measurements of losses and reynolds stresses in the secondary flow downstream of a low-speed linear turbine cascade
Zverkov et al. Disturbances growth in boundary layers on classical and wavy surface wings
Jones et al. Overview of CFD validation experiments for circulation control applications at NASA
Barber An investigation of strut-wall intersection losses
CN110641726A (zh) 一种快速确定飞机机翼安装角的方法
Addy, Jr et al. A wind tunnel study of icing effects on a natural laminar flow airfoil
Manshadi et al. Experimental study of flow field distribution over a generic cranked double delta wing
Ansell et al. Unsteady modes in flowfield about airfoil with horn-ice shape
Breitsamter et al. Vortical flowfield structure at forward swept-wing configurations
Czyz et al. Aerodynamic characteristics of the X-tail stabilizer in a hybrid unmanned aircraft
CN117007274B (zh) 一种亚声速风洞回路质量流量测量方法
CN116894353B (zh) 一种快速获得飞行器尾涡参数的估算方法
Xu et al. Delayed detached eddy simulations of fighter aircraft at high angle of attack
Spaid High reynolds number, multielement airfoil flowfield measurements
Boffadossi et al. Analysis on aerodynamic characteristics of a paraglider airfoil
Roberts et al. Characteristics of boundary-layer transition and Reynolds-number sensitivity of three-dimensional wings of varying complexity operating in ground effect
De Voogt et al. Effects of a trailing-edge flap on stall cell characteristics of a NACA0012 wing
Verhaagen et al. Wind-tunnel study on a 65-deg delta wing at sideslip
Newton et al. An experimental investigation into the breakdown of riblet drag reduction at post-optimal conditions
Bykerk et al. Static aerodynamic analysis of a generic fifth generation fighter aircraft
Montoya et al. F-8 supercritical wing flight pressure, Boundary layer, and wake measurements and comparisons with wind tunnel data
Teschner A comparative study between winglet and raked wingtip wing configurations
Schiff et al. Computation of three-dimensional turbulent vortical flows on bodies at high incidence

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant