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751.
针对某固体火箭发动机点火启动时所受的燃气载荷,用线性粘弹性有限元法分析了无缺陷药柱和含有裂纹药柱的应力—应变场,并探讨了单裂纹部位、裂纹尺寸对发动机工作安全性的影响以及多裂纹条件下,裂纹尺寸和相互位置对裂纹扩展的影响。所得到的结论对制定固体发动机失效判据有一定的参考价值。 相似文献
752.
753.
基于网格速度和动网格方法,通过求解非定常N-S方程计算翼型副翼偏转时的阵风减缓响应,研究开环控制律参数和副翼缝隙对阵风减缓效果的影响。对于单个1-cos阵风,随着偏转角度的增大,减缓效果变大;由于粘性的影响,CFD计算得到的升力峰值减小量明显呈非线性的趋势,减缓效果低于准定常线性理论。对于连续sin阵风,通过调整副翼偏转的频率和最大偏转角,升力能达到很好的减缓效果,此时,副翼偏转频率应接近阵风频率,最大偏转角存在一个最优值。在阵风环境下,副翼间隙对升力系数影响不大,而力矩系数增大一倍,间隙会降低副翼偏转对升力的减缓效果。 相似文献
754.
风洞试验中模型的位置和变形测量对试验数据精准度至关重要。为此,创建2.4m跨声速风洞的模型位移视频测量系统,提出度量其测量误差的方法,并实验研究其测量精度。研究发现,试验中的振动对测量精度影响极大,采用振动环境中相机位、姿解算方法后,试验段底部的编码标记点的测量误差从22.80-48.48mm降至0.03~0.64mm。 相似文献
755.
用隐式WENO格式计算悬停旋翼跨声速流场 总被引:1,自引:0,他引:1
发展了一种基于高阶迎风格式的计算悬停旋翼跨声速流场的隐式有限体积法。对流项采用Roe通量差分分裂格式,使用五阶WENO格式进行左右状态重构,并与MUSCL插值进行比较;粘性项采用中心有限体积法。为提高收敛到定常解的效率,时间推进采用LU-SGS隐式方法。数值模拟采用了一种能够有效传递网格间流场信息的重叠网格,其中使用了三层内边界和贡献边界的方法以便插值的直接进行。用该方法对一跨声速悬停旋翼粘性流场进行了数值计算,数值结果表明:与MUSCL格式相比,WENO格式对激波位置捕捉得更准确,具有更强的涡捕捉能力,同时还表明了WENO格式在很大程度上能够克服涡耗散问题。 相似文献
756.
超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算 总被引:1,自引:4,他引:1
通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角. 相似文献
757.
为了预测旋转状态下气膜轨迹偏转趋势,为叶片表面气膜孔的构型设计提供参考,基于一个平板叶片模型对旋转状态下气膜冷却中气膜轨迹偏转趋势进行了实验研究,对用于预测压力面侧气膜轨迹偏转方向的新无量纲准则数——偏转数Dn与气膜偏转的关系进行验证。实验利用热色液晶技术对叶片表面的二维色调场进行测量,并采用无线旋转拍照系统对旋转坐标系中的图像信号加以采集。结果表明,哥氏力和离心力是影响气膜轨迹偏转方向的主要因素,偏转数可以在一定程度上预测旋转状态下平板叶片的冷气出流的偏转方向,但由于径向压力梯度和粘性力的存在,预测结果存在误差。基于实验结果和偏转理论提出修正偏转数Dn*,从而提高预测的准确性。 相似文献
758.
扑翼飞行器机翼开孔对气动特性的影响研究 总被引:3,自引:0,他引:3
论述了扑翼飞行器扑动升力产生的基本原理,提出采用机翼开孔的方式获得扑动升力的方法。通过风洞试验研究了翼面开孔对机翼气动特性的影响,结果表明机翼开孔可以有效获得扑动升力,降低扑动功耗,但会损失一定的推力。采用正交实验方法对风洞实验进行设计,构建机翼气动力关于实验参量的二次响应面方程,并通过响应面方程对开孔机翼的气动特性进行评价。结果表明所设计的开孔机翼最大起飞重量与无孔机翼相当,但其低速飞行能力较好,功率消耗较少,有望实现悬停飞行。 相似文献
759.
760.