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为验证和指导高速飞行器的防隔热设计,准确地模拟气动热产生的热量穿透防隔热材料进而影响舱内温度空间分布和时间变化的过程,研究了一种同时求解机体外流场及气动热、机体结构传热及舱内流场温度场仿真计算方法,其中的传热方式包括热传导、热对流及热辐射。采用两套计算模型、两种求解器、一个数据交换文件的计算结构,构建了一种针对流场-热-结构的多场耦合分析方法,实现了对固体隔绝内外流场温度动态变化问题的仿真分析。最后通过计算实例验证了整套计算方法,得到的飞行器舱内温度变化特性能够用于指导高速飞行器的防隔热设计。 相似文献
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《航空学报》2017,(12)
基于结构小变形假设,将太阳帆塔式空间太阳能电站(SSPS)简化为两端自由的Euler-Bernoulli梁模型,并建立在重力作用下,假设只考虑轨道平面内电站的姿态和轨道运动与结构振动的耦合动力学方程。其受到的重力、重力梯度力矩和广义重力将以其结构尺寸与运行轨道半径的比值为变量进行泰勒展开,并保留至四阶项。通过对其动力学方程的分析发现,当假设只考虑轨道平面内的姿态运动和轨道平面内结构的横向振动时,结构振动对姿态和轨道运动的影响只存在于三阶及其以上的重力和重力梯度力矩中。此外,在重力激励下当电站的结构角频率小于某一特定值时,其结构振动将会出现屈曲不稳定的现象。保证电站结构振动稳定的条件也将在文中给出。为了分析重力激励对结构振动的影响,提出了"等效角频率"的概念。数值仿真表明,当电站结构角频率较低时,重力激励将对电站的振动产生很大影响。而且重力引起的姿态-轨道-结构的耦合作用也将对空间太阳能电站的轨道运动产生较大影响,轨道半径误差能达千米量级。 相似文献
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利用松散耦合方法建立离心式压气机稳态流-热-固耦合模型,将离心式压气机解耦成气动、传热和结构三个子系统,子系统间存在热、力和变形的传递。由于不匹配的网格划分,利用反距离平均方法构造插值函数实现热与力向结构的传递,采用统一有限元模型实现热-固顺序耦合分析,利用网格重生成技术实现结构变形到气动分析模型的传递。经过3次迭代离心式压气机耦合系统达到收敛。结果表明,分析的离心式压气机内部流-热-固耦合强烈,耦合解法与非耦合解法得到压气机响应存在较大差异,对于多学科耦合强烈的构件,需要考虑学科间的耦合效应反应真实的工作状况。 相似文献
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在准确分析目标隐身性能的基础上,对于目标面-线-面结构中导线与导体的连接问题,采用矩量法(MoM)进行分析.通过将结构中的导体与导线离散化,结合Costa基函数,很好地解决了目标面-线-面结构连接域中电流不连续的关键问题,获得了目标结构的矩量解和散射场.最后,通过Matlab编程与HFSS仿真进行比对,计算结果基本吻合,证明了结构中导线的引入使得隐身目标的电磁散射特性发生明显变化,并且验证了MoM法及Costa基函数在面-线-面结构散射场计算中的有效性和准确性,为隐身目标复杂结构散射特性研究提供了一种新的计算方法. 相似文献
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在转子-支承耦合结构的动力学分析过程中,结构模态参数计算结果与实验测试结果往往存在较大差异。针对此问题,应用优化算法对结构动力学模型进行修正,使计算模型能更准确地反映结构特性。建立由梁单元、盘单元、弹性支承单元组成的结构动力学有限元模型;选择优化目标函数、设计参数,并对各参数进行灵敏度分析。应用粒子群算法对选取的设计参数进行优化,得到最优模型。利用转子-滚动轴承实验器进行验证,结果表明,方法能够有效地实现转子-支承耦合结构的动力学模型修正,修正后模型更接近实际结构。 相似文献
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高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究 总被引:3,自引:1,他引:2
由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。 相似文献
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高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析 总被引:2,自引:0,他引:2
《空气动力学学报》2017,(3)
通过分析高超声速流场-热-结构耦合问题的机理过程,对多场耦合模型进行了数学物理描述,以此发展了松耦合分析策略框架。在此基础上,采用自适应耦合计算时间步长、混合插值策略和复杂外形网格变形等方法,实现了多场耦合分析平台。针对高超声速飞行器进气道前缘结构的耦合特征进行了初步分析研究,计算结果揭示了在持续长时间飞行条件下流场-热-结构耦合的时空分布特征,为深入开展高超声速飞行器热防护系统的综合性能评估及优化提供了理论与技术支撑。 相似文献
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梁-膜结构微压传感器研制 总被引:1,自引:0,他引:1
由四个弹性梁和一个刚性中心膜构成的梁-膜结构,具有平面应力集中效应,与一般的结构相比,这种膜片在受到微压时即产生较大的应力集中,使传感器在测量微压时有较高的灵敏度,它的特别的结构能解决一般结构膜片在很薄时由膜应力和弯曲应力产生的严重的非线性。介绍的这种双面腐蚀形成的梁-膜结构的硅压阻式微压传感器的设计就是采用这种应力集中原理,芯片结构的力学特性分析及样件测试结果表明,这种结构的微压传感器具有较高的灵敏度和较低的非线性,成功地实现了对微小压力的测量。利用有限元仿真计算对用于100Pa压力测量的梁-膜结构硅压力传感器的结构参数进行优化,并对芯片版图设计、制作工艺技术和传感器的特性等问题进行了讨论。 相似文献
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本文提出一种实用的轮盘优化模型,它可用中心孔半径、轮毂轴向厚度和外半径、轮颈半径以及轮毂、轮缘与轮辐转接处的转接角等几何参数来描述,整个轮盘可近似为由一系列不等轴向厚度的圆环组成。一个能自动生成计算截面的子程序,响应上述诸参数的变化,灵活地生成任意个径向厚度各异的不等轴向厚度的小圆环,以这些小圆环的轴向厚度和上述诸几何参数为设计变量,以轮盘设计的五个应力准则为约束条件,以轮盘重量为目标函数,采用随机射线法+随机投点法的组合优化方法,加速收敛,达到轮盘重量最轻,剖面形状最优。 相似文献
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基于三焦距张量及BMA的运动估计和补偿 总被引:2,自引:0,他引:2
为克服块匹配位移估计方法 (BMA)不能准确描述物体的旋转、相机镜头的推移 (pan)及缩放的缺点 ,引入计算机视觉中的三线性关系及基于三焦距张量的像素转移进行运动估计和补偿。将像素转移与块匹配运动估计和补偿方法相结合 ,通过实际的图像序列比较了这种方法与单纯 BMA方法的运动补偿效果 ,结果表明 ,在有相机平移及景物有深度变化时 ,本文方法的效果明显优于单纯 BMA方法。 相似文献
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超磁致伸缩材料及其在航空航天工业中的应用 总被引:10,自引:3,他引:7
介绍了超磁致伸缩材料在国内外发展状况,系统地比较了该材料各种制备方法的优缺点及其适用领域,采用真空感应熔炼和真空区熔定向凝固方法制备出 Tb0.3Dy0.7Fe1.95 超磁致伸缩合金,用 X-射线及光学金相分析了该合金的凝固组织形貌、微观结构和晶体择优生长方向。结果表明,该合金的铸态组织为树枝状的Mg Cu2 型 ( Tb,Dy) Fe2 和富稀土相两相结构。本实验条件下,该合金定向凝固形态为胞状晶和树枝晶,其晶体生长择优取向分别为〈1 1 0〉和〈1 1 2〉方向。同时介绍了超型磁致伸缩材料在航空航天工业中的应用前景 相似文献
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本文综合评述飞行器结构设计与强度的现状与发展,着重讨论了当前的几个重大中心课题,以求有助于型号研制和学术研究,推动航空科学技术的发展。因篇幅有限,对于现有成熟的技术与方法,不求罗列俱全。本文内容偏重于结合飞机结构,但也涉及航天器结构。 相似文献
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本文首先分析了当前直升机在运用CAD/CAE/CAM技术进行研制中存在的一些问题,接着提供了解决的方法,介绍了PDM的概念、构成、主要功能。最后简述了PDM技术在直升机研制中的作用,以及企业在实施PDM当中应注意的一些问题。 相似文献
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本文以无因次的导叶出口气流速度λ_1及动叶周速λ_(u1)为自变量,推导出超跨音涡轮级气流及性能参数的基本关系式,适用于基元级或以特征半径代表全级的性能预估。并随同给出一组举例的参数变化曲线。 也对近十年来国内外跨音涡轮研究情况作一简报,并以概括性能的压比效率图列出其水平。 相似文献
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