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本文介绍使用有限基本解方法对喷气襟翼作气动力分析计算的方法。在DJS-6计算机上对矩形机翼在不同攻角,不同喷气角和不同喷气动量系数情况下作了一系列计算,计算的结果表明,用有限基本解方法来计算喷气襟翼的气动特性是可取的。对二元矩形喷气襟翼的计算结果与国外的某些计算和实验结果作了比较,对三元矩形喷气襟翼的计算是本文对这一问题的一个新的尝试。 相似文献
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本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Trefftz平面上的计算域,使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小,从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响,在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Betz理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算,计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。 相似文献
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本文对复合材料夹层结构的天线阵面板应力分析和固有频率计算作了较全面的叙述,包括计算原理与公式,计算结构模型,计算数据及计算结果与分析等。 相似文献
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本文用动态规划法求解飞机在垂直平面内的最优上升轨迹。计算表明,该法便于计算机计算。本文对原计算网络进行了改进,克服了原网络不能计算具有下降段的最优轨迹的缺点。本文还对计算结果进行了平滑处理,使所需的参数变化规律更符合实际需要。故本文提供了一种更为完善的求解最优轨迹的计算方法。 相似文献
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旋成体轴对称跨声速全位势流的高效差分算法 总被引:1,自引:1,他引:0
本文用守恒型全位势方程,贴体坐标网格,对旋成体轴对称跨声速绕流的差分数值计算方法进行了研究;根据最佳收敛准则,提出了轴对称情形的AF2迭代算法,并将此算法应用于半球头柱体、弹体等各种外形的旋成体。与一般方法仅适用于亚声速自由流不同,本计算可从亚声速、跨声速自由流一直到低超声速自由流。计算结果表明,本文方法收敛快,与实验及其它方法的结果符合较好。 相似文献
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采用二维、时变、可压纳维-斯托克斯(N-S)方程计算喷管流动。流动可为无粘、层流或湍流。湍流模型可采用代数混合长模型,一方程和二方程模型。喷管形状为二维(平面或轴对称)。计算网格内点采用MacCormack显式格式。采用局部细网格,快速解法以及时间间隔光滑方法,以加速高雷诺数下收敛。边界点采用参考平面特征线格式计算,粘性项作为源项处理。给出了初步算例结果,与其它计算和实验数据比较,符合良好。 相似文献
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高精度ENO格式在射流数值模拟中的应用 总被引:2,自引:1,他引:2
本文分析了ENO格式的特点,并应用于全NS方程的迁移项和压力顶,模拟了轴对称和三维射流。首先对轴对称自由射流为算例比较了高阶TVD格式和ENO格式,证实了ENO格式捕获复杂激波波系的能力;其次计算了四喷管湍射流干扰流场,给出了相应的计算结果;最后计算了四股射流流入圆管内的流场,给出了物理量沿壁面和截面的分布。 相似文献
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高超声速滚转阻尼导数数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
采用非定常Navier-Stokes方程描述物体简谐振动流场,并在Etkin理论下给出绕定轴转动时滚转阻尼导数的计算公式,定常流场的计算采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式,非定常流场的计算采用时、空二阶精度的Runge-Kutta多步格式,采用代数和方法生成物体静、动网格。最后给出高超声速下钝体外形滚转阻尼导数的计算结果,以及滚转力矩系数随瞬时振幅的变化曲线。 相似文献
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Perhinschi M.G. Napolitano M.R. Campa G. Seanor B. Burken J. Larson R. 《IEEE transactions on aerospace and electronic systems》2006,42(2):562-571
For a research aircraft, "conventional" control laws (CLs) are implemented on a "baseline" flight computer (FC) while research CLs are typically housed on a dedicated research computer. Therefore, for an experimental aircraft used to test specific fault tolerant flight control systems, a safety logic scheme is needed to ensure a safe transition from conventional to research CLs (while at nominal conditions) as well as from research CLs at nominal conditions to conditions with "simulated" failures on specific control surfaces. This paper describes the design of such a safety scheme for the NASA Intelligent Flight Control System (IFCS) F-15 Program. The goals of the IFCS F-15 program are to investigate the performance of a set of fault tolerant CLs based on the use of dynamic inversion with neural augmentation. The different transitions are monitored using information relative to flight conditions and controller-related performance criteria. The testing of the scheme is performed with a Simulink-based flight simulation code and interface developed at West Virginia University for the NASA IFCS F-15 aircraft. 相似文献
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传递对准是动基座对准的一种方法,其有多种匹配方案。文章对比了"速度"匹配和"姿态"匹配、"速度+姿态角"匹配3种传递对准方案。运用卡尔曼滤波算法,对失准角进行估计,并对估计结果进行比较,分析了3种匹配方案的对准精度及适用性。 相似文献
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激波-边界层-分离流相互干扰三维湍流的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用数值方法求解时间相关三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程组,模拟激波—边界层—分离流相互干扰三维湍流流动。湍流模型为Badwin-Lomax两层代数模型,改进后用于三维内流问题。采用单元中心有限体积法离散流场控制方程,VanLeer矢通量格式计算无粘通量,中心差分法计算粘性通量,LUSGS时间推进格式计算定常流场。本文以二元跨音速扩压器内三流动为算例,数值模拟较强激波—边界层—分离流相互干扰维湍流流动,并与实验结果进行了比较。数值模拟结果,在激波强度、分离点位置和再附点位置等方面,与实验结果吻合较好。 相似文献