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951.
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
952.
高速飞行器热结构工作时变模态参数辨识 总被引:1,自引:0,他引:1
高速飞行器由于其很高的飞行速度而无可避免地受到气动加热作用的影响,进而引起结构特性的时变。采用理论或有限元方法(FEM)进行数值分析,难以获取反映结构在飞行(工作)状态下的真实模态参数。通过辨识获取高速飞行器热环境下的时变结构模态参数是一项十分具有挑战性的任务。针对此问题,引入参数化时频域的最大似然方法,对气动加热作用下的高速飞行器升力面结构的时变模态参数进行了辨识。通过模拟真实飞行状态的数值算例研究,说明参数化时频域的最大似然方法能够很好地辨识出低信噪比(SNR)情况下的模态频率和模态振型,验证了参数化时频域最大似然方法适用于具有显著时变特征的高速飞行器热结构的时变结构模态参数辨识,可为将来相关的工程研究和应用提供良好的理论支持。 相似文献
953.
针对航天器姿态控制过程中同时存在输入饱和与姿态角速度受限的问题,提出了一种新型的姿态控制设计方法。该方法在保证系统渐近稳定的前提下,能够显式地给出输入力矩和姿态角速度的最大幅值,并通过引入一个时变锐度参数来增强系统对外部干扰的抑制能力;在此基础上,进一步考虑了由于四元数的冗余性所导致的退绕问题,设计了一组新的姿态偏差函数和偏差向量,使得控制器在满足上述约束的同时还具有抗退绕的优点。仿真结果表明,所提算法能够同时满足输入饱和与姿态角速度受限的约束,并且在较大外部干扰的情况下表现出了很强的鲁棒性,同时成功地规避了退绕现象。该算法为存在多重约束的航天器姿态控制问题提供了一个新的思路和解决方案,具有很好的实际应用价值。 相似文献
954.
为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布,建立了旋转内通道实验系统,利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理,比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000,旋转数为0~0.09,旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似,局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大;沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布,肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱;径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大,径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小;哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变,肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。 相似文献
955.
956.
957.
对直升机运输效能进行了理论分析,给出了直升机各项运输效能指标的计算方法。利用试验机进行了直升机运输效能试飞,最后给出了直升机各项运输效能指标的飞行试验结果。对于后续的直升机运输效能试飞和直升机运输效能评估等工作具有重要的参考价值。 相似文献
958.
航改燃气轮机改用柴油的适应性试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用试验手段,完成了QD128航改燃气轮机燃用轻柴油燃料的适应性研究。结果表明:喷嘴雾化锥角对燃料物性改变不敏感,基本稳定;流量受粘度、密度共同影响,设计工况流量减小约3%;粘度增加导致雾化粒度增大约8μm;改用柴油后点火性能依旧良好,贫油点火范围宽;进气温度升高,贫油点火极限略为增加。以上结果为QD128航改燃气轮机柴油燃料机型设计提供了可靠的技术依据。 相似文献
959.
960.
弹道仿真软件有助于飞航导弹武器飞行试验结果的分析与评定。为此,设计了基于Matlab Simulink的弹道仿真计算方法,建立了六自由度空间弹道数学模型,利用导弹相关的气动数据和控制参数测试了算法,实现了软件,仿真结果证明了该模型的准确性和可信度。 相似文献