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881.
882.
计入畸变修正的旋翼尾迹前飞状态稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
现有的旋翼尾迹稳定性分析方法在涡线过近处会得出不现实的过大发散率结果,因而存在一定的局限性。为了消除这种前飞状态下尾迹高度畸变对其稳定性分析所造成的不合理干扰,提出了一个旋翼尾迹在正弦扰动下,结合涡线畸变修正的线性化稳定性分析方法。在该方法中,将尾迹涡线离散为一系列涡元,并对其端点施加沿尾迹涡线分布的正弦扰动;考虑了桨尖涡的自诱导、互诱导以及与桨叶的干扰作用,并创新地引入在伪涡核对稳定性分析中,因尾迹高度畸变产生的不合理干扰而进行的修正。以H-34型直升机旋翼模型为例,在前飞状态下,重点计算分析了尾迹向后飘移、涡核大小和前飞速度等对旋翼尾迹稳定性的影响。研究结果表明:引入伪涡核模型可以有效地修正在涡线过近处所产生的不现实稳定性分析结果;前飞速度、涡核大小等因素会在一定条件下有限地影响尾迹的不稳定性,但都不改变前飞状态旋翼尾迹的本质不稳定性。 相似文献
883.
对不同重力条件下常压饱和水中单气泡池沸腾现象的气泡生长过程及传热特性进行了数值模拟. 采用简化的润滑流模型计算生长气泡底部微液膜的贡献, 而其他宏观区域的气液两相介质则用连续界面模型统一处理. 气液界面形状和加热面上接触线的运动分别采用Level Set方法和固定的表观接触角来近似刻画. 计算结果表明, 气泡生长过程中, 当量直径近似与生长时间的1/3~1/2次方成正比, 重力对相关趋势的影响不大, 但强烈影响着气泡脱落直径和生长时间, 其中脱落直径反比于重力的1/3次方, 生长时间反比于重力的4/5次方. 在固定的核化点数密度条件下, 加热面平均热流密度近似与壁面过热度的3/2次方成正比, 该趋势并不随重力的减弱而改变. 相似文献
884.
低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量 总被引:7,自引:5,他引:2
低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。 相似文献
885.
提出了采用D-H法对3-P4R并联打磨机器人进行位置分析,通过对反解方程进行微分,建立原始误差存在于三条支链的误差模型,然后采用Matlab进行数值仿真的新思想,该算法的可行性已被初步的试验证实。主要是对三条支链的杆长误差进行分析,为后续的误差补偿奠定理论基础。 相似文献
886.
利用CAIV技术分别建立反舰导弹的作战效能模型和总拥有费用模型,并以权衡空间为约束条件,以费用最低为目标,建立保障性指标权衡优化模型。该方法可以为导弹武器装备保障性指标论证工作提供必要的理论基础和技术支持。 相似文献
887.
针对舰空导弹协同制导仿真系统的设计问题,通过给定舰舰协同和空舰协同这两种典型协同制导作战模式的作战流程,对仿真系统的组成及组成单元的模型构成进行了深入的分析。基于高层体系结构HLA(High Level Architecture)分布式仿真技术,对分布式半实物的协同制导仿真系统进行了方案设计,并且通过采用实时操作系统内核和半实物仿真代理联邦成员的方法,有效地解决了半实物仿真的实时性要求和半实物仿真与分布式仿真的互操作等关键问题。 相似文献
888.
889.
介绍了一种用于运载火箭测试的CPCI数据采集系统设计方案,该测试系统针对某运载火箭测试需求,从顶层设计出发,以龙芯2F处理器为基础平台,对测试系统组成构架、硬件平台设计和软件系统设计等各个层面进行了优化设计,该系统实现了高流量、高速度的多种信号连续采集处理和发送,测试系统具有体积小、集成度高、可扩展和便于维修的特点. 相似文献
890.