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452.
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一种典型的弹箭类高速自旋飞行体为例,选取目标在超声速、跨声速、亚声速飞行状态下的弹道计算数据作为来流条件,结合滑移网格和多坐标系法,采用基于密度的耦合隐式算法、Roe-FDS(flux difference splitting)通量格式和SST(shear stress transfer) k -ω湍流模型,对飞行体的外流场进行了热流模拟研究。重点分析了目标在高速自旋飞行条件下的壁面压力、温度、气流密度、热流率、湍流动能等变化规律,并与不考虑飞行体高速自旋的流场进行了对比研究。研究结果表明:在高速自旋飞行条件下,飞行体表面的流线相互干扰,贴壁气流对飞行体产生的扰动更加剧烈,飞行体尾部的气流集聚效应明显,湍流发展与演化过程更加复杂,飞行体壁面的气流速度、压力、温度、热流率均高于无转速飞行情况,尤其在超声速飞行条件下的差异显著。 相似文献
454.
据美国导弹防御网站8月20日报道,波兰和美国就波境内部署反导系统达成一致,并签署了一份协议,同意美国在波兰部署10枚两级地基拦截弹,以保护北大西洋公约组织和美国免受远程弹道导弹的袭击。 相似文献
455.
弹载中制导计算机是弹载中制导系统的核心部件,从弹载计算机体系结构和主要技术两个方面对弹载中制导计算机的设计方法进行了初步研究。结合导弹制导体制和制导系统配置模式对弹载中制导计算机体系结构进行了总结、归类,并从处理器、存储器选型、总线技术、电源设计等几个方面讨论了弹载计算机的主要设计方法。最后给出了一个弹载制导一体化计算机设计的工程实例。 相似文献
456.
平板圆孔气膜冷却的热弹耦合分析 总被引:2,自引:1,他引:1
分析了带圆孔的平板这一基本的冷却结构的热弹耦合特性,研究了定常状态下影响热应力的因素.采用了多场耦合的计算方法预测并分析了平板圆孔气膜冷却的热应力分布,系统地分析了入射角、复合角和吹风比对热应力的影响.结果表明:平板内整体热应力远小于气膜孔周边的热应力,热应力主要集中在气膜孔前缘线和尾缘线附近,而气膜孔两侧的热应力仍保持较低的水平;施加于气膜孔的内力垂直于气膜孔的轴线.吹风比越大,气膜孔附近的温度梯度就越大,从而气膜孔的前缘线和尾缘线的热应力更加集中.入射角越小,气膜孔周边的热应力越大,而且热应力会更加集中在气膜孔出口的前缘点和入口的尾缘点上.复合角的存在有助于弱化热应力集中. 相似文献
458.
459.
论述了弹载天线的圆极化形成机理,主要就弹尾方向天线辐射方向图的形成进行了设计和仿真,测量了天线的方向图,并进行了结果分析。 相似文献
460.
针对航空发动机篦齿封严环气弹稳定性问题,采用基于三维插值及非定常动网格技术的能量法,建立了篦齿封严环气弹稳定性数值求解模型。在验证数值方法准确性的基础上,研究了供气压力、转速和进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响,分析了篦齿封严环气动力、气动功分布特性,揭示了进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明:在本文研究中,外篦齿封严环相对于内篦齿封严环更易发生气弹失稳;随供气压力增加,外篦齿封严环气弹稳定性呈现降低趋势,当供气压力为0.55 MPa和0.7 MPa时,外篦齿封严环存在气弹失稳的风险;转速2 000 r/min和4 000 r/min相对于6 000 r/min具有更大的气弹失稳风险。相比于360°圆周进气,90°圆周进气的外篦齿封严环气动力存在相互抵消的耦合作用,所以90°圆周进气的外篦齿封严环具有较高的气弹稳定性。篦齿封严环在发生气弹失稳时,齿腔底部做功占总气动功百分比会显著增加,故在进行结构优化时,可改变齿腔底部的结构参数以对篦齿封严环气弹稳定性进行改善。 相似文献