赵协和
- 作品数：11 被引量：31H指数：3
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- 长脊鳍翼气动特性研究
- 通过长脊鳍翼风洞实验及理论分析研究，表明亚声速大攻角下长脊鳍翼涡破裂影响不严重，且涡破裂攻角较大：正侧滑通常使长脊鳍翼法向力增加，负侧滑使法向力降低;CFD分析进一步证实了大负侧滑、大攻角条件下翼片法向力会变成负值。从而...
- 周岭赵协和周为群王义庆刘伟陶洋
- 关键词：气动特性风洞实验CFD分析
- 文献传递
- 吸气式导弹气动力预计方法研究被引量：1
- 2006年
- 有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。
- 周岭赵协和
- 关键词：气动特性
- 关于大飞机跨声速气动力试验研究若干问题的探讨
- 大飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制必须解决高升阻比布局、推进系统/机体一体化设计、气动弹性特性及动稳定性预测等关键的跨声速关键气动力问题,建立我国自主的大飞机跨声速风洞试验能力体系、试验技术体...
- 范召林徐来武赵协和林俊
- 关键词：大飞机超临界机翼风洞试验跨声速气动力
- 文献传递
- 超声速大迎角条件下小展弦比弹翼压力分布计算研究被引量：1
- 2002年
- 为计算超声速高M数及大迎角条件下小展弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布 ,采用面元法及非线性压缩性修正方法 。
- 周岭赵协和
- 关键词：超声速大迎角展弦比面元法弹翼
- 小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究被引量：3
- 2002年
- 在较大迎角范围 ,如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性 ,并与飞行值相关 ,始终是国际航空界致力解决的重大问题 ,本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法 ,对支架、洞壁、进气、喷流、雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正 ,并计及配平影响 ,从而比较准确地预计出全尺寸飞机的非线性气动特性。
- 陈德华赵协和伍开元刘长秀陈丽杨贤文
- 关键词：风洞试验
- 战术导弹零升阻力雷诺数效应及修正方法被引量：1
- 1999年
- 叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响，并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法，即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明，修正方法是可行的，变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理，对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。
- 陈德华赵协和
- 关键词：战术导弹雷诺数效应边界层
- 关于大飞机跨声速气动力试验研究若干问题的探讨
- 大飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制必须解决高升阻比布局、推进系统/机体一体化设计、气动弹性特性及动稳定性预测等关键的跨声速关键气动力问题,建立我国自主的大飞机跨声速风洞试验能力体系、试验技术体...
- 范召林徐来武赵协和林俊
- 关键词：大飞机超临界机翼风洞试验跨声速气动力数据应用
- 文献传递
- 战术导弹标模五座风洞试验数据的相关性研究被引量：10
- 2002年
- 为研究不同风洞之间战术导弹模型测力试验数据的相关性,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在五座风洞中对ZSDD 1战术导弹标模进行了重复性实验和对比实验。实验结果表明,相同状态下对比实验结果的标准偏差普遍大于重复性实验的标准偏差,其中底阻系数测值的标准偏差明显大于同一座风洞中底阻系数的试验精度。
- 黄勇董立新赵克诚梁万仓毛书熹赵协和伍开元
- 关键词：战术导弹风洞试验测力试验
- 雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法被引量：1
- 1999年
- 在非线性迎角范围内，雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限，在这一范围内，使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题，本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数，并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数，从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。
- 陈德华赵协和
- 关键词：雷诺数后掠角展弦比飞机纵向气动特性
- 提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究被引量：11
- 2002年
- 简述了“舵面气动特性研究”的研究内容之一 ,提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术。铰链力矩试验的目的就是确定操纵面的最大铰链力矩。通过对铰链力矩试验方法的研究和对铰链力矩天平的技术攻关 ,成功地研制了一台新型铰链力矩天平 ;提高测量最大铰链力矩试验数据精准度的有效模拟技术研究卓有成效。研究结果表明 :将细长体导弹升力面以前的弹身等直段适当截短对尾舵的气动特性影响很小 ,这对于提高测量战术导弹操纵面最大铰链力矩的精准度十分有意义。
- 陈丽赵协和刘维亮周为群
- 关键词：铰链力矩风洞试验模拟技术导弹
