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221.
工程估算是飞机概念设计阶段常用的气动力计算方法,其计算效率高,并且满足飞机概念设计的精度要求。工程估算过程涉及大量的图表查阅与数据插值,传统的手动计算存在工作量与人为误差较大的缺点。针对上述问题,在已有工程估算方法的基础上,搭建了气动工程估算数据库,提出了软件的系统架构与组成,设计并开发了基于民用飞机的气动估算软件。软件具有良好图形用户界面,提供了多种输入方式与自动多维插值算法,与手动计算相比,减少了计算工作量,提高了计算效率和精度。以某大型民用飞机为对象,利用软件进行气动工程估算,并与算例的计算流体力学法(CFD)结果进行比较。结果表明:二者结果基本相符,而且计算成本远低于CFD方法。这体现了软件在民机概念设计阶段具有较高的工程实用性。 相似文献
222.
涡轮叶冠间隙流场PIV测量 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究带有冷却气流的涡轮叶冠间隙流场流动特性,采用粒子图像测速仪(PIV)技术得到了叶冠间隙流场中各个典型截面的瞬时流场显示,并对叶冠间隙流场特性进行了研究.研究发现:由于叶冠腔内有两股叶尖冷却气流的注入,叶尖泄漏流流过叶冠间隙时会与两股冷却流相互掺混,从而使腔内气流的流动状态变得非常复杂,因此在叶冠突肩之后以及叶冠腔内流体汇合处会有大小方向各异的涡流产生.同时,两股冷却气流均对泄漏流有一定的阻挡作用,前孔冷却流的阻挡作用更为明显.随前孔与后孔岀流比增加,前孔流及后孔流对泄露流的阻挡作用增强. 相似文献
223.
普朗特-迈耶流中湿空气非平衡凝结影响的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
普朗特-迈耶流是飞行器设计过程中一种重要的基本流动.本文发展了求解湿空气非平衡凝结流动的数值方法,对凸角分别为90°和40°的湿空气来流条件下的普朗特-迈耶流动进行了数值模拟,并且与试验结果进行了对比.90°凸角时,膨胀扇内静压分布的计算值与试验结果吻合良好.40°凸角时,膨胀扇内密度的计算值与试验值吻合良好;随着来流相对湿度的增加,凝结起始位置向上游移动而最大成核率减小.膨胀扇内的湿空气非平衡凝结显著改变了压力、马赫数、温度等参数的分布. 相似文献
224.
225.
针对非对称地面效应,重点研究了非对称地面效应对飞机横向和航向气动特性的影响.采用计算流体力学(CFD)方法研究了机翼弦平面距甲板高度、雷诺数和甲板风速的影响,并通过与以往文献中的试验数据对比,验证了CFD方法的准确性.机翼弦平面高度是升力、滚转力矩和偏航力矩最主要的影响因素,降低机翼弦平面高度会减弱横向和航向稳定性.机翼弦平面高度从1.5m降低到1.2m和1.0m时,横向稳定性分别降低了2.8%和5.6%.增加雷诺数能够显著提高升力,但对偏航力矩影响不大.增加甲板风速度能提高升力和滚转力矩的绝对值.甲板风速从0m/s增加到15m/s,升力和滚转力矩仅变化1.1%和3.4%,因此甲板风速的作用是次要的. 相似文献
226.
227.
近年来,低碳理念在全球范围内广泛传播,低碳发展成为世界各国关注的焦点.发达国家站在保护全球生态环境的道德制高点上,积极倡导和推动全球低碳发展.发展中国家在坚持继续遵守相关公约和“共同但有区别的责任”原则基础上,谋求适度的低碳发展.中国本着对人类、对未来高度负责的态度,积极响应低碳发展理念.低碳发展不仅是应对气候变化的需要,更是实现社会、经济、环境和谐发展的需要. 相似文献
228.
229.
针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200~700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障. 相似文献
230.
本文以模型驱动开发(MDD)为契合点,在统一软件开发过程(RUP)的坚实与敏捷开发方法的灵动之间找到一种平衡,详细介绍了基于高安全性应用程序开发环境(SCADE)模型驱动软件开发过程。它具有连贯迭代、持续构建的特点,同时综合测试的理念贯穿始终。结合航空项目软件研制过程中时间节点紧、需求变化频繁、软件安全性要求高等特点,以某项目为实例,通过需求分析、模型设计、设计验证、安全性分析、代码生成等过程,结果表明基于SCADE模型驱动开发过程既可以借助RUP定义的流程,又是有效地实施敏捷开发的最佳实践,同时大大提高了软件的安全性。 相似文献