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402.
403.
无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析 总被引:13,自引:0,他引:13
采用"照片三维复原技术"对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N-S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。 相似文献
404.
405.
开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究.分别利用时域有限差分法和数值求解N-S方程的方法对飞行器的电磁散射与气动特性进行了数值模拟,研究了钝锥体模型底部形状对其雷达散射截面(RCS)和零升阻力的影响.由数值计算结果可知:合理地改变钝锥体模型底部形状,可以降低模型的RCS.并且,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的RCS逐渐减小.当飞行马赫数为5.0,高度为20kin时,底部形状为椭球体或锥体的模型,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的零升阻力略有下降. 相似文献
406.
针对直升机主承力结构,如桨叶关
键区域应力应变场监测需求,研究相应分布式在线监测技术及其应变场反演方法,从而为直升机结构健康状态评估与结构变形实时辨识提供依据。借助Patran/Nastran仿真软件分别对单端固支铝合金梁与板结构进行有限元仿真,给出基于光纤光栅传感器与电阻应变式传感器的基本配置规则,提出了基于三次B样条函数插值算法的单端固支铝合金结构应变场反
演方法。在此基础上,构建了基于光纤布拉格光栅和电阻应变片的分布式应变在线监测系统。研究表明,本文监测方法合理、可行。 相似文献
407.
基于神经网络的飞机极限数据专家系统 总被引:1,自引:0,他引:1
利用神经网络专家系统的方法时飞机飞行参数的极限允许值进行计算,可以使推理过程变得简洁、清晰,避免了常规方法在软件实现上的诸多缺点。同时,本文采用一种模糊规则方法对神经网络专家系统的推理行为进行描述,使得神经网络专家系统能够回答有关why和how的询问。以最大允许马赫数的计算为例,本文设计了用于该参数推理的神经网络专家系统.并给出了简单算例。 相似文献
408.
给出了可压缩性及曲率修正两方程湍流模型,用它对跨音速三维喷管管内激波/湍流附面层干扰流场进行了数值模拟;给出了不同纵向截面上的激波结构、等马赫线图和四周固壁上的摩擦力线谱。将计算所得的摩擦力线谱、激波结构与实验结果进行了比较。分析了横截面上的流动结构,计算与实验吻合较好,进一步证实可压缩性及曲率修正两方程湍流模型能够较好地模拟激波/湍流附面层干扰流场,满足工程设计和分析要求。 相似文献
409.
高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析 总被引:17,自引:0,他引:17
对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析,就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较,计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征,随着来流马赫数的减小,激波角增大,压缩波在通道内的反射次数增加,而强度逐渐减弱,总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时,在等直隔离段入口出现喉道截面,进一步减小来流马赫数,流量阻塞,引起压力升高,波系向进口方向移动,波后出现亚声速流场,进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时,由于波后分离包的存在,在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。 相似文献
410.
一种局部动态数据交换方法在流固耦合分析中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
准确有效的数据交换方法是流固耦合(FSI)计算的关键,为此,提出了一种局部动态的耦合界面数据交换方法,一方面避免了曲面拟合方法由于病态矩阵引起的数值不稳定性和整体插值计算量大的问题,另一方面克服了表面跟踪方法引起的表面不光顺、出现锯齿状的问题。为了验证该方法,对三维柱面和某临近空间螺旋桨及某高空气球进行了分析,并与常体积四面体(CVT)方法做了比较。结果表明该方法在数值稳定性和表面光顺性方面有很大优势,是一种适合流固耦合分析的界面数据交换方法。 相似文献