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箔条云跨流域整体气动特性计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究随机动力学理论与统计散布取样技术,提出对飞行器抛撤"海量"箔条及形成箔条云有限分组随机统计模拟方法;采用所建立空气动力学理论与计算技术,提出可有效模拟稀薄流到连续流不同高度、马赫数、攻角与侧滑角及极高长细比箔条气动特性计算方法;研制飞行力学数值方法,计算确定任意时刻箔条个体团空间位置、速度;应用所发展随机动力学加权技术及概率统计分布原理,进行箔条云整体性能分析,建立箔条云跨流域飞行整体运动性能与覆盖范围统计模拟方法.对飞行器抛撒"海量"箔条形成箔条云跨流域飞行气动特性计算分析,模拟仿真结果与实验测试相吻合,证实所建立箔条及箔条云跨流域整体气动特性计算分析方法的工程实用与可靠性. 相似文献
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箔条云对飞机隐身特性的影响分析与计算 总被引:12,自引:0,他引:12
建立了箔条云对飞机隐身特性的影响分析与计算方法。考虑的对抗情况是突防方用一架飞机播撒箔条偶极子云,作战飞机以该箔条云带为掩护进行突防或调动。通过算例计算了箔条干扰及目标 RCS对飞行器隐身性能的影响。结论是:在每千米突防路径上抛撒6000根数量的箔条就可以极大地提高飞行器的隐身能力,使得 RCS小于100m2 的目标难于被一般雷达探测到。即使雷达对于箔条杂波中可见度有30d B的改善,在箔条干扰下对目标的检测性能仍然不如在杂波和噪声条件下。应当指出,虽然计算结果表明箔条具有很好的干扰效果,但其应用应考虑到战场战术环境、天气条件等外界因素的限制和影响。 相似文献
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分析了质心干扰的作用过程以及质心干扰在对抗现代反舰导弹中存在的不足,提出了质心干扰的一种改进方法:即利用箔条幕对电磁波的衰减特性,遮挡目标舰,降低目标舰的雷达反射截面积,而利用散射型箔条云作为质心诱饵。 相似文献
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计算单根任意长度箔条的双站散射截面积对于确定混装箔条弹散射截面积具有重要意义。通过建立单根任意长度箔条的散射模型,得出了表征箔条表面电流分布的积分方程;利用矩量法对方程进行求解,得出表面电流分布的数值解;在此基础上,利用电基本振子辐射场公式得到了单根任意长度箔条远区辐射电场表达式,最后利用散射截面积计算公式给出了单根箔条双站散射截面积的数值计算式,并对单根箔条的单双站散射截面进行了仿真分析。 相似文献
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箔条干扰在无源干扰中占有重要地位。为了对付敌方雷达或武器的探测,飞机或舰艇一般都配有箔条投放系统以进行自卫。此外还可利用箔条主动实施干扰来掩护友邻目标。箔条干扰技术的发展必须要有完善的测试靶场相配合,包括专用测试设备、辅助设施以及专用场地。本文介绍了箔条干扰技术及其性能指标,论述了靶场建设的必要性并提出初步框架。 相似文献
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航空兵在执行对地突防任务的过程中,电子干扰是掩护突防编队、提高突防飞机生存概率的重要手段。提出一种利用箔条云团散射远距干扰信号对地空导弹制导雷达进行干扰的复合干扰方法。该方法使用干扰机照射突防航线上布撒的箔条云团,通过箔条云团的散射,从地空导弹制导雷达的主瓣注入干扰能量;在此基础上,建立实施正面突防时的箔条弹多次抛洒模型,该模型可以有效的计算出突防编队抛洒箔条弹的间隔距离,从而确定抛洒箔条弹的时机,并通过实例分析验证。结果表明:该方法具有更好的干扰效果;箔条弹多次抛洒模型可靠,可以确保对敌地空导弹阵地的持续干扰。 相似文献
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给出了冲淡式箔条干扰条件下反舰导弹末制导雷达捕捉目标的数学模型.基于这种数学模型,就施放冲淡式箔条干扰条件下反舰导弹末制导雷达对典型隐身舰-法国海军的"拉斐特"舰和满载排水量与之相当的常规舰艇的捕捉概率,分别进行了计算;计算结果表明,舰艇隐身对冲淡式箔条干扰效果的影响并不明显,只有结合适当的电子对抗手段,舰艇隐身的作用才能发挥出来. 相似文献
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用矩量法计算了3种箔条云团模型的后向雷达散射截面积。计算结果表明平均间距较大时(大于2λ)互耦对RCS影响不大,后向散射截面积的概率分布无论考虑互耦与否都满足指数分布,只是其数学期望有所不同。 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献
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航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 相似文献
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基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计 总被引:4,自引:1,他引:3
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。 相似文献