支撐方式對(duì)短艙_進(jìn)氣道的氣動(dòng)影響研究-飛行器動(dòng)力專業(yè)畢業(yè)設(shè)計(jì)開題報(bào)告(留存版)
【正文】 理想無(wú)支架情況不同。國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀：經(jīng)過(guò)多年的對(duì)支架干擾的研究，可以得出不同的支撐方式對(duì)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的干擾是不同的。不同的支撐方式的干擾，對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響也不一樣。 范圍內(nèi)，支架使飛機(jī)偏航力矩系數(shù)減小、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大，隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大；去掉立尾后尾支桿對(duì)俯仰力矩的干擾明顯減小的研究結(jié)果[2]。但是實(shí)驗(yàn)只是初步的確定干擾量，還需要進(jìn)行大量不同的風(fēng)洞試驗(yàn)才能獲得精確的數(shù)據(jù)。低速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)背撐干擾特性試驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2005,19(3)。隨著先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量技術(shù)的發(fā)展，開展推力矢量噴流與飛機(jī)繞流之間的干擾研究，和矢量噴流對(duì)不同布局形式飛機(jī)及各部件氣動(dòng)力特性的影響等項(xiàng)目的風(fēng)洞試驗(yàn)研究日益增多。因此，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，研究尾部支撐方式的干擾就顯得十分的必要。南京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）開題報(bào)告題 目支撐方式對(duì)短艙/進(jìn)氣道的氣動(dòng)影響研究學(xué) 院能源與動(dòng)力學(xué)院專 業(yè)飛行器動(dòng)力學(xué)生姓名李升東學(xué)號(hào)021210808指導(dǎo)教師李博職稱副教授畢設(shè)地點(diǎn)動(dòng)力樓4172016年 03月 04 日1. 結(jié)合畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題任務(wù)情況，根據(jù)所查閱的文獻(xiàn)資料，撰寫1500～2000字左右的文獻(xiàn)綜述：選題的背景及意義：大型民用飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用吊掛式發(fā)動(dòng)機(jī)短艙布局，其進(jìn)氣道是典型的亞聲速進(jìn)氣道，具有圓滑的唇口，流線形的外罩，較短的內(nèi)部流道。傳統(tǒng)的飛機(jī)尾支撐試驗(yàn)技術(shù)由于無(wú)法較為準(zhǔn)確地獲得尾支撐系統(tǒng)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的干擾量， 在給出飛機(jī)尾支撐試驗(yàn)結(jié)果時(shí)，沒(méi)有扣除相應(yīng)的支撐系統(tǒng)的干擾。要得到更加精確的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，還需要進(jìn)一步優(yōu)化支撐結(jié)構(gòu)和進(jìn)行更多的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。[5] 高 靜，李 聰，楊 勇，曲
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