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921.
随着无人加油等新兴应用场景的出现,软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真,已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面,基于工程简化模型的软管-锥套仿真方法的数值模拟精度难以满足实际需求,另一方面,完全基于非定常计算流体力学(CFD)的耦合仿真方法计算量较大,在有限计算资源条件下难以满足快速设计迭代与多参数优化的计算效率需求。通过将多个求解层次的流固耦合分析工具有机结合,建立了基于多体动力学(MBD)和CFD的加油机软管-锥套装置的耦合仿真框架和方法。对典型加油机-软管-锥套组合体的全尺寸构型和缩比构型进行了数值模拟,通过多个算例验证了本方法的可信性。通过将非定常CFD方法与基于气动建模的尾迹流场动态插值方法结合,可将后者的计算精度提高至与非定常CFD方法相当,同时将计算量减小2个数量级以上,从而实现了计算精度和效率的兼顾。 相似文献
922.
随着新一代先进有人或无人战斗机对高机动、超远程打击和隐身等性能提出要求,武器内埋式装载已成为必备选择。当内埋武器的质量-惯性载荷比非定常空气动力载荷大时,有效的武器分离通常不是问题;然而,当内埋武器的质量-惯性载荷比非定常空气动力载荷小时,可能导致内埋武器机弹分离过程出现俯仰角过大、急速滚转等不相容现象。本文针对内埋武器机弹分离相容性及流动控制方法开展非定常风洞投放试验探索研究,通过在武器舱前缘布置锯齿和矩形扰流板等被动流动控制装置,采用非定常风洞投放试验方法并结合高速纹影流动显示技术,研究了有无流动装置对内埋武器机弹分离相容性的影响,并提出细长旋成体布局式的内埋武器机弹分离相容性的判据表达式。研究发现,布置在内埋武器舱前缘的锯齿和平顶扰流板能在气流扇形膨胀区域内产生扰流激波,该扰流激波所产生的高压作用在导弹头部能起到减小抬头俯仰力矩的效果,对机弹分离俯仰方向运动产生较大影响,但对导弹垂直位移的影响并不大。前缘锯齿扰流板对机弹分离相容性的控制效果比平顶扰流板要好。 相似文献
923.
牛晓英 《民用飞机设计与研究》2009,(3):22-22
客机舱内装饰设计是集艺术设计和工程设计为一体,将美学和工程技术结合起来的技术活动。在客机研制过程中,舱内装饰设计是第一个面对市场及用户的没计界面,其目的就是为人类的旅程提供安全、舒适、愉悦的服务。国内大型客机的研制,为国内客机内饰设计提供了前所未有的发展机遇和舞台。在大型客机作为高端商品面向市场和用户的前提下,客机舱内装饰设计是提高飞机自身价值和市场竞争力的一种有效、可靠的保障。 相似文献
924.
组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER(Xiamen Turbine Ejector Ramjet)组合动力总体需求,详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素,在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明,XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合,分流调节机构是组合进气道设计的核心,其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0~6范围内,XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著,但总流量系数均维持在0.75以上,有效保障了组合发动机的流量捕获,且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中,引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升,在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3~4.5的引射亚燃-超燃模态转换过程中,进气道总流量系数由0.81提升至0.90,引射亚燃通道在前62.5%的进程中保持较高的总压恢复性能,表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。综合来看,XTER内收缩组合进气道的气动特性能够满足动力方... 相似文献
925.
针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题,采用无黏数值模拟结合理论分析,在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下,以模型壁面前缘角度θw和壁面长度w/R为几何参数,研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明,壁面前缘角度θw通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置,限定了马赫盘可能存在的位置范围;马赫盘位置还受其下游流动的影响,在不同的θw和w/R条件下,马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型;对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配,马赫盘的位置不随w/R而变化;对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化;根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系,可以求解马赫盘位置。 相似文献
926.
927.
内埋物投放分离技术是新一代飞行器研制的关键技术之一。首先,基于动态嵌套非结构网格耦合求解流场非定常N-S方程和刚体动力学方程,实现了内埋物投放的精确模拟;然后,研究载机不同飞行姿态对内埋舱内左侧无挂载、仅右侧挂弹投放过程的影响。研究结果表明:正迎角工况对弹体投放分离影响较小,负迎角工况将引起弹体有较大的反方向的横向运动和偏航;负侧滑工况对弹体投放影响较小,正的小侧滑角工况下,在投放分离过程中弹体气动力和气动力矩存在较强的脉动变化;随着侧滑角进一步增大,弹体气动特性的脉动变化减小。 相似文献
928.
针对大气层内高速机动目标的拦截问题,提出了一种基于双延迟深度确定性策略梯度(TD3)算法的深度强化学习制导律,它直接将交战状态信息映射为拦截弹的指令加速度,是一种端到端、无模型的制导策略。首先,将攻防双方的交战运动学模型描述为适用于深度强化学习算法的马尔科夫决策过程,之后通过合理地设计算法训练所需的交战场景、动作空间、状态空间和网络结构,并引入奖励函数整形和状态随机初始化,构建了完整的深度强化学习制导算法。仿真结果表明:与比例导引和增强比例导引两种方案相比,深度强化学习制导策略在脱靶量更小的同时能够降低对中制导精度的要求;具有良好的鲁棒性和泛化能力,并且计算负担较小,具备在弹载计算机上运行的条件。 相似文献
929.
930.
采用T800碳纤维/聚醚醚酮(T800/PEEK)预浸料,以高温、模压方式制备了热塑性单向复合材料,通过拉伸、面内剪切试验方法对其模量和强度进行了测试分析,得到了不同载荷形式作用下的宏观失效破坏模式。针对T800/PEEK复合材料的微细观结构特点,建立了有限元代表性体积单元模型(RVE)和碳纤维、PEEK基体以及纤维/基体界面三种材料的本构关系,基于渐进损伤失效模型和内聚力模型得到了单轴拉伸/压缩、面内剪切载荷作用下单元模型的应力应变曲线和微细观失效模式。相比于试验测试结果,有限元模型预测得到的拉伸模量/强度相差最大为11%,剪切模量/强度相差最大为5%。 相似文献