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581.
582.
583.
基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计 总被引:13,自引:9,他引:13
提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究. 相似文献
584.
585.
针对传统质量质心测试方法测试精度相对不高、系统容错性差的问题,设计了一种高精度冗余质量质心测试方法。该方法对测量单元进行在线标定,软件根据传感器测量值自动选择标定系数,对系统进行质量和质心修正,从而消除传感器的非线性误差;根据精测的产品安装误差,软件自动进行质心测试结果的补偿,降低被测件安装的横移和偏斜影响,进而提高质量和质心的测量精度;通过硬件系统的备份设计和软件系统的数据共享,实现系统交叉冗余,提高系统的可靠性。最后,经实测验证,系统的质量测量误差优于0.05%,质心测量误差±1mm,且冗余切换简单方便。 相似文献
586.
采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简 总被引:2,自引:0,他引:2
由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明:进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。 相似文献
587.
邹灿东王育平 《民用飞机设计与研究》2014,(2):14-15
民用飞机需要在各种包线中运行,比如高度速度包线、温度包线、重量重心包线、过载包线等,目的是保证飞机合理、经济地安全运营。主要对重量包线中的最小重量进行分析研究,从对飞行品质的影响方面来研究最小重量的适航符合性。给出了最小重量分析取证的流程和思路,以及最小重量的适航验证方案。 相似文献
588.
高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
针对一种工作于马赫数Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。 相似文献
589.
590.
垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。 相似文献