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常规弹丸在使用地磁算法测量滚转角的过程中,常将偏航角设为0°解算弹丸滚转角。当弹丸在飞行过程中偏航角发生变化时,滚转角解算精度受到一定影响。针对偏航角变化带来的误差与多种因素有关,且规律不清楚。在建立偏航角误差系数的基础上,使用Matlab软件建立了弹丸在不同偏航角、俯仰角、射向条件下的误差模型。首先建立了横风修正的质点弹道模型,通过蒙特卡罗方法仿真弹丸的轨迹分布,分析了弹载环境下磁测算法的滚转角误差,并验证了误差系数的准确性。通过仿真验证,误差系数可以较准确地表示滚转角误差与偏航角变化之间的关系,误差系数计算的误差与理论误差的差值小于10%,为后续实弹试验做好理论准备。 相似文献
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针对轴流压缩机叶栅内固体微粒沉积的问题,采用计算流体动力学(CFD)软件对压缩机叶栅内的气固两相流动进行了模拟。文中首先采用简单粘附模型对轴流压缩机叶栅内粒子的沉积进行了计算;在此基础上,通过引入临界速度和临界角度的概念,采用用户定义子程序发展了一种新的粒子沉积模型,简称为部分沉积模型。并将采用部分沉积模型和简单沉积模型计算得到的粒子沉积结果进行了对比,结果表明部分沉积模型得到的粒子沉积更合理。在此基础上,采用部分沉积模型预测了轴流压缩机叶栅总压损失系数随运行时间的变化和500小时后叶片壁面的压力系数分布情况。 相似文献
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为了研究跨声速轴流压气机的性能分析问题,采用流线曲率法结合损失落后角模型,发展了一种利用反问题方程求解正问题的数值方法。在NASA低速平面叶栅试验数据的基础上考虑三维效应的修正,根据激波结构随工况的变化发展了一种新的激波损失计算方法,整理了一套适合跨声速轴流压气机的损失落后角模型。对两级跨声速轴流风扇进行了数值模拟研究,进行了设计工况的校核计算和全工况特性预测,并将计算结果与NASA试验值进行了比较分析。结果显示,设计点计算误差在1.1%以下,非设计点也能得到与试验值吻合的趋势,表明所建立的方法和模型可以有效地对跨声速多级轴流压气机进行全工况特性预测。 相似文献
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为研究电弧放电等离子体激励对超声速压气机叶栅激波/边界层干扰的控制作用,建立了模拟等离子体激励作用效果的唯象学模型,进一步以ARL-SL19超声速叶栅为对象,通过数值仿真研究了电弧放电等离子体与叶栅通道内部流动的相互作用及其对叶栅流动损失的影响。结果表明:等离子体唯象学模型能够较好模拟电弧放电等离子体诱导产生冲击波的气动特性。电弧放电等离子体激励对叶栅通道内部流动主要具有三种作用效果:在放电区,注入的热量会产生阻塞效应,增加近壁面气流的流动损失;在激波/边界层相互作用区,能够改变激波系结构,减小激波损失;在尾迹区,冲击波会诱导产生脱落涡。 相似文献
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前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines,NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。 相似文献
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电子束区熔定向凝固Nb基高温合金的组织和性能 总被引:8,自引:0,他引:8
研究了Nb-Si-Ti-Hf-Cr-Al-B-Y合金在电子束区熔炉上的定向凝固组织、室温断裂韧性和高温瞬时拉伸性能.合金的组织主要由Nb基固溶体(Nbss)、α-(Nb)5Si3和(Nb)3Si相组成.定向凝固后,初生Nbss枝晶以及Nbss α-(Nb)5Si3/(Nb)3Si层片状或棒状共晶团均沿着试棒轴线定向排列.当电子枪移动速率R=2.4 mm/min时,定向效果最好.定向凝固使合金在1250℃的拉伸强度及室温断裂韧性均显著提高.R=2.4 mm/min试棒的抗拉强度最高,达85.0 MPa,同时其室温断裂韧性也达到19.4 MPa·m1/2. 相似文献
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某型飞机方向舵中段壁板上使用了ARALL层板代替传统铝合金板材,通过对ARALL层板的设计以及力学性能试验,验证了ARALL层板设计达到了研制要求,解决了某型飞机方向舵中段壁板钉孔振动疲劳裂纹及铆钉松动等问题。 相似文献