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191.
飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。 相似文献
192.
为了克服传统CFD计算需要耗费大量的计算时间与成本的缺陷,提出了一种基于深度学习的非定常周期性流场的预测框架,可以实时生成给定状态的高可信度的流场结果。将条件生成对抗网络与卷积神经网络相结合,改进条件生成对抗网络对生成样本的约束方法,建立了基于深度学习策略采用改进的回归生成对抗网络模型,并与常规的条件生成对抗网络模型的预测结果进行对比。研究表明,基于改进的回归生成对抗网络的深度学习策略能准确预测出指定时刻的流场变量,且总时长比CFD数值模拟减少至少1个量级。 相似文献
193.
超声速气流中纳秒脉冲放电特性实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
产生超声速导电流体是开展磁流体(MHD)动力技术实验研究的前提,低温超声速条件下产生大体积均匀等离子体有效可行的方法之一是纳秒脉冲介质阻挡放电。介绍了基于马赫数为3吸气式双喉道风洞的超声速纳秒脉冲介质阻挡放电实验系统的基本组成、设计原理和运行情况,分别在静止和马赫数为3超声速条件下对气体电离,测量分析电压和电流波形。得到以下结论:风洞稳定工作时间约为16 s,满足超声速气体放电实验的可靠进行和数据的有效采集;实验条件下,纳秒脉冲介质阻挡放电气体击穿与电场强度值有关,而与电场强度变化率无关;实验条件下,着火电压大小受超声速气流密度波动影响显著,而受气流速度影响较小。另外,气体击穿后的放电状态受超声速气流影响小;气体击穿时刻的电流峰值受着火电压和实验环境中随机自由电子数共同影响。 相似文献
194.
赵建国%李克智%李贺军%席琛%翟言强 《宇航材料工艺》2005,35(6):41-43
研究了C/C复合材料的比热容、热扩散率及其影响因素。研究表明,C/C复合材料的比热容随着温度的升高而增大,在1 300 K时比热容达到最大值1.8 kJ/(kg.K),之后随着温度的升高,比热容保持恒定;C/C复合材料的热扩散率随着温度的升高而降低,碳纤维的取向与热传导方向一致时热扩散率最高;石墨化度高,热扩散率高;C/C复合材料的热扩散率随着材料密度的增加而增大。 相似文献
195.
196.
197.
给出了一种用遥测数据通过混响室噪声试验识别飞行外声场的方法,并提供了一个实例。该方法以遥测加速度功率谱为控制谱,以遥测点为响应测量点,通过噪声试验调节外声场声谱,使测量点的响应与控制谱一致,识别出飞行外声场。共识别了起飞段和跨音速段两种外声场。实例给出了某火箭某次遥测数据及识别外声场,并将识别外声场与该火箭另次飞行的实测外声场进行了比较。比较表明,识别外声场与实测外声场总声压级最大相差5.2dB,谱型振动能量分布存在较大差别。作为有限条件下(仅有遥测数据)获取外声场的一种方法,并以此外声场作为输入载荷对试件进行故障分析和振动环境获取,从飞行结果看,该方法是可行有效的。 相似文献
198.
羌,是中国一个古老民族,是古代中国对中国西北部的甘、青地区众多土著民族,游牧部族的一个泛指,“羌”的称谓从汉代沿袭至今。现居阿坝州的羌族同胞有各自的称谓,如茂县的羌族自称“日麦”,理县的羌族自称“玛”。由于发音有所差异,羌族自称的“麦”,“玛”或“门”,类似于汉语言中“民”的意思。 相似文献
199.
电渣熔铸过程渣池深度对金属熔池影响的数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
电渣熔铸过程中,金属熔池深度直接影响熔铸件的结晶,从而影响钢锭的质量。本文借助大型通用有限元软件ANSYS.对不同渣池深度的金属熔池进行了模拟研究,得出金属熔池深度与渣池深度之间存在非线性函数关系。模拟结果与实验值吻合较好。运用此模型可预报金属熔池状况。指导实际生产。 相似文献
200.
板间摩擦对航空连接件疲劳性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型飞机外翼下壁板典型连接件结构,建立了三维有限元接触模型,对其细节弹塑性应力进行了分析,并利用局部应力应变法估算了其疲劳寿命.研究发现,连接件的疲劳性能对搭接板之间的摩擦条件是较为敏感的,随着摩擦系数的减少,板之间的摩擦力下降,孔边局部应力增大,连接件的疲劳性能下降.最后,对不同摩擦条件下的航空模拟搭接试件进行疲劳试验,试验结果与寿命估算结果较为一致,验证了分析方法的有效性. 相似文献