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231.
高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温真实气体效应以及再入物理问题的有效试验装备,但是激波风洞的试验时间较短,且随着气流焓值的提高大幅降低,仅为几毫秒,因此试验测试数据曲线中有效时间段的分辨十分重要,它直接影响到试验结果的可靠性及精度。鉴于此,采用压力测量、静电探针测量、非接触光学测量和热流测量的方式,针对中国科学院力学研究所JF-10高焓激波风洞16 MJ/kg总焓、7700 K总温的流场状态,对比研究了风洞喷管的起动时间以及有效测试时间。试验结果表明:静电探针测量方法最为有效地分辨了喷管起动时间段、有效试验时间段以及驱动气体的到达; JF-10高焓风洞在16 MJ/kg的状态下,喷管起动时间约为1.3 ms,风洞有效试验时间约为2 ms。 相似文献
232.
反舰导弹和舰载电子对抗系统是矛与盾的关系,随着反舰导弹的更新换代,电子对抗系统必须做出针对性的调整,才能满足未来海战的需要。新一代高速反舰导弹具有速度快、抗干扰能力强和弹道可编辑等特点,给舰载电子对抗系统带来了挑战。在分析了新一代高速反舰导弹的主要性能的基础上,提出了舰载电子对抗系统的应对措施。 相似文献
233.
飞艇骨架结构动态损伤识别方法 总被引:1,自引:1,他引:0
针对飞艇骨架结构中损伤引起的模态跃迁现象导致无法通过匹配损伤前后动态特性参数变化来识别损伤的难题,给出3种只基于损伤后振动响应信息进行损伤识别的动态方法。通过模态分析方法获得结构的模态参数,分别推导模态振型曲率法、均布载荷面曲率法和虚拟轴向应变法等3种损伤识别算法。定义损伤指标,并根据损伤指标局部峰值来识别和定位损伤杆件。以半硬式飞艇常见狭长构型三角截面碳纤维复合材料桁架为例,结合有限元法和自编MATLAB程序进行损伤识别仿真研究,影响参数包括损伤类型、损伤位置、损伤程度和噪声量级等,最后对损伤识别算法的有效性进行试验验证。结果表明新损伤识别方法对损伤敏感,在环境噪声工况下能准确识别和定位单个和多个损伤杆件。文中方法均基于结构整体振动信息进行损伤杆件识别,将来可用于构造飞艇骨架实时结构健康监测系统。 相似文献
234.
为提高一体化乘波进气道的性能,通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下,该构型性能优良,具有前体/进气道一体化设计的特点,压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下,前缘弯曲激波的形状变化较小,有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下,内压缩段的流动不均匀,该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的,内压缩段背风侧会出现低压区,诱导出流向涡,当截面内的气流流向低压区时,内压缩段内会形成双涡结构,当气流流出低压区时,第二个涡会被耗散掉,形成单涡结构。 相似文献
235.
236.
目前,对转涡扇发动机还处在部件和子系统的相关技术的概念试验和验证阶段,虽然在欧盟启动的环保型航空发动机项目中,对一些相关技术进行了航空声学风洞测试和机械性能台架测试,但还没有到发动机整体方案设计阶段,还有许多关键技术需要突破。本文对转涡扇发动机概念和研究进展做一概括性介绍,并对其研制中需要突破的关键技术和研究重点进行了阐述,可供航空发动机业界相关人士参考。 相似文献
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238.
239.
240.
基于氮气的碰撞-辐射(CR)模型,计算了速度为6.2 km/s、初始压力为133 Pa的高超声速流动激波中N2和N2+分子电子能级的分布情况,分析了不同激发跃迁速率模型对电子能级分布及辐射光谱模拟的影响。针对流动中热力学非平衡区域和平衡区域,在300~440 nm的辐射光谱开展了逐线法的数值模拟,并与激波管实验测量光谱进行了对比。结果表明,目前的激发跃迁速率均存在偏差,综合Park模型的爱因斯坦系数和Johnston模型的碰撞激发速率可以得到与实验结果最为接近的辐射光谱。 相似文献