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161.
在飞机水平测量中,标准样件对合测量中,型架安装过程中,使用水准仪进行水平测量时,往往会出现同一台水准仪在不同位置测量相同的两个目标的高度差就不一样,或不同水准仪在同一位置测量相同两个目标的高度差 相似文献
162.
降落伞流固耦合模拟非常难以实现,而一些工程设计任务要求迅速高效地完成.为了适应该要求,针对稳定下降阶段的半球形伞,提出了一种流固耦合工程算法.以轴对称伞形为伞衣初始形状,通过流场模拟得到结构模拟所需的伞衣压力系数分布,通过结构模拟得到新的伞衣外形,如此循环,直到伞衣中幅线和伞绳外形趋于稳定为止.结果表明,伞衣外形能迅速收敛,该方法能满足工程设计要求. 相似文献
163.
轴对称降落伞小迎角稳定下降时流场特性 总被引:1,自引:0,他引:1
根据降落伞的特点,通过伞衣零厚度假设、伞轴对称假设和流场定常假设,建立轴对称降落伞的流体力学计算模型。在0°~5°的小迎角范围内,求解RNG(Renormalization Group)k-ε湍流模型下的N-S方程组,获得与有关单位试验相吻合的数值模拟结果。分析发现0°迎角时轴对称降落伞截面流场中鞍点与鞍点直接连接的状态是不稳定的。随着降落伞迎角增大,奇点类型和奇点间的连接方式将发生改变,降落伞物面附近的涡环里将出现极限环,截面流场中将出现新的鞍点和结点。迎角继续增大,极限环的面积将会减小直至消失,结点将附着在物面上,成为半结点。结果表明小迎角范围内降落伞截面流场的拓扑结构符合拓扑规律。文章揭示了小迎角范围内轴对称降落伞稳定下降时流场特性的演变规律,为进一步研究降落伞流场的流动机理和流固耦合问题打下基础。 相似文献
164.
165.
直升机翼面类部件雷达目标特性分析及评估 总被引:1,自引:0,他引:1
基于准静态原理,采用电磁高频法开展直升机翼面类部件的雷达目标特性分析及评估.首先,为获得翼面类部件对直升机散射特性的影响规律,并考虑旋翼高速旋转的动态效应,着重分析了装配不同翼面类部件后机身雷达散射截面(RCS)的变化趋势、强散射分布和回波信号的时频域谱特征,揭示了翼面类部件雷达散射影响机理;然后,在评估直升机强散射源分布特征和多元响应特性的基础上,比较装配不同翼面类部件后机身的雷达探测距离,提出并建立了方位、俯仰与滚转姿态下直升机的雷达4级预警机制和角域范围,并针对性的给出对抗雷达探测的方案.研究发现:装配平尾、短翼及平尾和短翼组合的直升机相比孤立机身的雷达暴露距离分别增加11.54%,14.88%和18.06%,综合隐身能力下降. 相似文献
166.
将U变换法推广应用于Reissner矩形板的有限元分析中.对原结构进行等效变换,形成周期循环的板单元,使刚度矩阵成为循环矩阵,应用双重U变换解耦了有限元的矩阵方程,使有限元计算只须在一个板单元上进行,并且仍能方便分析整个板的一般分布载荷.所发展的U变换-有限元法不仅提高了计算效率,很快收敛于精确解,对于简支板还给出了精确分析的有限元解、准确的误差估计表达式和收敛速度,可以直接掌控计算精度,这是其它方法难以得到的.对简支和固支矩形板的数值算例及与其它方法的对比说明了U变换-有限元法的优点和重要的工程实用价值. 相似文献
167.
为提高直升机雷达散射特性预估的准确性,建立了目标雷达散射特性分析的计算电磁学方法(Computational electromagnetics method,CEM),并开展了结构参数对雷达散射截面(Radar cross section,RCS)特性影响的研究。以微分形式的Maxwell方程作为电磁特性求解的控制方程,电磁计算网格采用Yee元胞的技术生成,对控制方程进行时间和空间的中心差分格式离散。应用完全匹配层(Perfect matching layer,PML)技术作为吸收边界条件,并与基于等效原理的近远场外推法相结合,建立了直升机RCS的高精度数值方法。分别采用二维无限长导体圆柱和三维金属立方体作为验证算例,结果表明CEM方法比高频方法具有明显的高精度特点。在此基础上,研究翼型厚度、弯度、桨叶片数对旋翼雷达散射特征的影响机理和变化规律,同时计算机身不同结构布局参数下的RCS特性,分析短翼和平尾对机身强散射特征的影响规律。研究表明:桨尖是旋翼的重要散射源之一,采用薄翼型桨叶能有效改善旋翼的雷达散射性能,短翼和平尾会在不同角域内增加机身的雷达散射截面,在直升机隐身设计中需要重点考虑。 相似文献
168.
路容斐蒋崇文高振勋李椿萱张江欧平 《南京航空航天大学学报》2017,49(S1):6-11
根据地面效应的特点及相似准则,给出了基于展弦比、梢根比和机翼离水相对高度等参数的盒式翼外形简化设计原则。针对地效飞行器高度焦点配置,结合盒式翼外形简化设计原则,给出了盒式翼纵向位置的简化设计方案。针对盒式翼地效飞行器在起飞过程中的升阻特性,给出了发动机类型选择及动力配置的优选方案。针对地效飞行器的飞行特点,阐述了盒式翼地效飞行器机身和尾翼的设计要点。通过以上分析为基于盒式翼的地效飞行器气动布局概念设计提供了设计依据和参考。 相似文献
169.
崔建国张善好于明月蒋丽英江秀红林泽力 《南京航空航天大学学报》2017,49(4):468-473
飞机结构的损伤严重影响着飞机的飞行安全,为了解决飞机复合材料结构损伤难以有效识别问题,本文提出一种基于广义回归神经网络(General regression neural network,GRNN)与极限学习机(Extreme learning machine,ELM)组合的飞机复合材料结构损伤识别新方法。首先对飞机复合材料层合板进行冲击,而后对其进行疲劳拉伸试验,通过优化布局在复合材料层合板上的光纤光栅传感器募集应变信息,并对其进行预处理。采用变分模态分解(Variational mode decomposition,VMD)对募集的应变信息进行自适应分解,得到多个基本模式分量(Intrinsic mode function,IMF)。计算各阶IMF分量的奇异熵,通过核独立主元分析(Kernel independent component analysis,KICA)方法对奇异熵进行特征融合,构建融合特征向量。采用融合特征向量建立基于GRNN-ELM的复合材料结构损伤识别模型,通过试验对损伤识别模型的有效性进行了验证,并分别与所构建的ELM和GRNN损伤识别模型的识别结果进行比较。结果表明,该方法能有效对飞机复合材料结构损伤进行识别,具有很好的工程应用价值。 相似文献
170.
利用微裂纹扩展区模型,在JH-2本构模型中增加了类似于TCK本构模型的拉伸损伤因子,编制了材料本构模型子程序,并将其嵌入到LS-DYNA970有限元软件中,对SHPB实验进行了数值模拟。结果表明,Weibull参数k对陶瓷试样的拉伸损伤有较大的影响,当Weibull参数k值小于1×1020时,试样破坏是压缩破坏;当Weibull参数k超过1×1028时,试样破坏是拉伸损伤破坏。当载荷超过陶瓷压缩强度时,含初始裂纹氧化铝陶瓷的破坏形式是拉伸损伤和压缩破坏共同作用的结果;当载荷小于陶瓷压缩强度时,JC陶瓷破坏是拉伸损伤作用的结果。 相似文献