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51.
加入WTO后我国的体育市场将会形成多家竞争的局面 ,针对所面临的挑战和机遇 ,提出了增强我国体育产业国际竞争力的对策。  相似文献   
52.
概率疲劳损伤力学的四参数Lognormal模型   总被引:1,自引:0,他引:1  
曾攀  俞新陆 《航空学报》1991,12(1):69-74
 基于由宏观角度综合概率统计方法、疲劳研究及损伤力学三者建立的概率疲劳损伤力学PFDM(Probabilistic Flatigue Damage Mechanics)基本模型,考虑到工程中常用的Lognormal概率分布,经过大量的简化和推导,初步建立起适合于工程中常幅疲劳问题的Lognormal分布四参数PFDM模型,文中讨论了损伤参量D_(eq)、相对梯度RG的具体形式,在获取PFDM基本材料参数的前提下,可以对实际构件的疲劳寿命的Lognormal概率分布进行估算,文中还就40Cr调质钢、LY12CZ材料给出实例。  相似文献   
53.
陈以勒  俞凯凯  徐惊雷 《推进技术》2021,42(12):2694-2702
为探索气流角畸变对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,本文开展了喷管在单一气流角畸变和耦合畸变进口条件下的数值模拟研究。首先简要介绍采用的数值模拟方法,并根据实验结果校核数值方法的有效性。同时为得到准确的数值结果,进行了网格无关性研究。然后,通过数值模拟获取超燃冲压发动机燃烧室出口气流参数,用于研究气流角畸变对喷管性能的影响并讨论了其影响规律。在此基础上,进一步研究了气流角畸变与马赫数畸变相互耦合对喷管气动性能的影响。结果表明,气流角畸变对推力影响很小:推力系数变化仅为0.37%;但对升力和俯仰力矩影响显著,相应增幅分别可达51.84%和12.11%。此外发现气流角畸变和马赫数畸变对喷管气动性能的影响是相互独立的。因此在超燃冲压发动机喷管的相关研究过程中,有必要对气流角畸变加以考虑。另外还需要关注由于气流角畸变导致的喷管升力和俯仰力矩变化对飞行器整体稳定性的影响。  相似文献   
54.
两级轴流压气机流场内流动分离及旋涡运动   总被引:1,自引:0,他引:1  
对两级扩压叶栅的内部流场开展了详细的数值模拟,同时引入拓扑分析理论,从涡动力学的角度对不同工况下扩压叶栅内的流动分离和旋涡运动进行定性分析。对两级压气机三个不同工况下流场的分析结果表明:相比分离范围的变化,分离形态的变化对压气机性能的影响更显著。当流动向失速点靠近时,对于动叶栅,主要表现为分离范围的不断增加;对于静叶栅,不仅分离范围增加,而且分离形态也发生了变化。在压气机叶栅中,通道涡强度较弱,对整个流场特性不起主要作用,而尾缘涡对压气机性能具有较大影响。  相似文献   
55.
张晓飞  徐惊雷  俞凯凯 《推进技术》2018,39(7):1494-1503
为了研究二元超/高超声速进气道在加速起动过程中流动的非定常特性,采用二维非定常数值计算方法对内收缩比为1.63的进气道流场进行了数值模拟。研究结果表明,进气道在加速起动过程中,从不起动到起动转变时流场存在两种类型的振荡,即高频振荡与低频振荡。随着来流马赫数的增加,流动依次经历无振荡状态、低幅高频振荡状态、高幅低频振荡状态、起动状态。其中,高频振荡的频率为664Hz,低频振荡的主频率在62~100Hz,二次谐振频率低于200Hz,且高幅低频振荡持续的时间远大于低幅高频振荡的。喉道壅塞是造成流场振荡的主要因素,而观测到的二次谐振现象是由唇罩侧分离区的非定常形成和消失而导致的。  相似文献   
56.
为了满足无人机(UAV)远距离通信的需要,设计研制了以无人机位置信息为引导的地面定向天线自跟踪系统。基于实时获取定向天线载车位置、速度、方位和俯仰角等信息,实现了定向天线在运动中对目标进行自动跟踪的能力,提高了系统的机动性和隐蔽性。针对目前利用2点位置来计算目标角的方法存在需要通过相对位置才能确定实际目标角的不足,提出了一种不需要考虑2点相对位置就能直接计算出目标角的计算方法,为工程应用带来了方便。针对定向天线地面载车在机动时GPS信号容易受干扰,从而造成跟踪目标丢失,以及因无人机位置信息更新频率较低而造成的跟踪系统运动抖动、跟踪误差较大等问题,提出了一种基于速度对位置进行预测平滑的控制策略,有效解决了以上问题,并显著提高了跟踪精度。设计研制了定向天线自跟踪系统的软硬件,并进行了测试,结果表明:研制的定向天线具有机动跟踪能力和较高的跟踪精度,能满足无人机对定向天线自跟踪的需要。   相似文献   
57.
俞志刚 《飞行试验》2003,19(3):9-13,25
简述飞机-驾驶员耦合(APC)问题的性质和特点,介绍当前这个问题的地面和空中飞行模拟试验研究方法和结果,并提出进一步研究的设想和建议。  相似文献   
58.
为了给一种迎风开门式的辅助动力系统(APU)进气系统设计提供参考,采用基于后缘线轮廓及面积变化规律的参数化设计方法,通过对唇边顺滑修型,可以与唇口的锯齿前缘配合形成斜向下的进口段,利用数值模拟研究了进口形状、前缘面曲率和喉道位置这三个特征参数对此类大转折APU进气道性能的影响。计算结果表明:APU进气道损失主要来自于分离损失,进口形状主要影响导流面转折程度和进气道内压力梯度变化,前缘面曲率影响了分离区的尺度和强度,其中,前缘面曲率对出口气动性能影响较大,在设计状态下,适当增大前缘面曲率可使得出口总压恢复系数增大0.81%。在后缘面曲率不变的情况下,通过合理安排进口形状、前缘面曲率和喉道位置,可有效推迟分离的发生,减弱分离区强度。另外,在正攻角和侧滑状态下也表现出相同的趋势。  相似文献   
59.
针对空天飞行器"地面起动-高速巡航"的宽马赫数飞行的设计需求,结合乘波体提高升阻比及2元进气道型面调节简单可实现的优势,设计了1种基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道,并对不同工作状态下的2元进气道进行了数值模拟与分析计算。所用进气道的总偏转角为23°,唇口角为10°,可有效抑制溢流阻力。数值模拟结果表明:在飞行马赫数为2.0~4.0时,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.60以上,进气道的总压恢复系数为0.47~0.85,气动性能良好。同时,对过渡模态下的2元TBCC进气道进行数值模拟分析,探究了不同的流量分配方案对进气道性能的影响,发现随着流量比的增大,冲压通道出口的气动性能提升,流量系数和总压恢复系数均增大。  相似文献   
60.
为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。  相似文献   
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