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911.
固定壁面激波控制技术在进气道特性调节、飞行器气动力控制等方面有着重要的应用前景,对该领域的研究进展进行了综合分析。从工作原理来看,目前的固定壁面激波控制原理主要包括局部能量添加、局部质量添加、直接力控制三大类,而具体实现方法则有多种,其中近壁等离子放电控制、分布式二次流注入控制、磁流体控制均完成了控制原理验证试验,并获得了较好的控制效果,具有较高的研究价值。并且,基于近壁等离子放电、分布式二次流注入的激波控制技术均已经完成了对应固定壁面可调进气道的风洞试验。然而,各种固定壁面斜激波控制技术离实用还有一定距离,特别是存在高浓度等离子体的低功耗产生方法、次流/主流混合边界层发展特性等基础性问题需要重点研究解决。 相似文献
912.
首先分析了进气道等效圆波导中发动机等效“半球+ 平面扇形金属叶片”终端的不连续性,根据电磁场互易定理和物理光学法( P O) 计算了这种终端的反射系数;然后利用“传输模式叠加法”计算了进气道的雷达散截面( R C S) 。计算结果与实验结果比较吻合,优于文献给出的计算结果。这种方法采用模式迭加求和,避免了普通模式法需进行大型矩阵计算以及对计算机内存的过高要求。 相似文献
913.
结合本类导弹红外寻的、旋转弹体、单通道控制、筒式发射等特点及惯用的部位安排形式,讨论了采用鸭式“+×”气动布局的原因,介绍了在气动外形设计时需要考虑的问题。 相似文献
914.
塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对固体火箭发动机要求,比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式,认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例,设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管,在相同尺寸限制奈件下,塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究,分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明,塞式喷管在设计点效率为97.41%时,其真空效率为78.63%。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2.0%。 相似文献
915.
弹性飞行器的传感器位置设计 总被引:2,自引:0,他引:2
为了消除飞行器的气动弹性与控制系统之间的互相影响,必须适当选择传感器的安装位置。用现代控制理论的方法研究了弹性飞行器传感器的平面设置,提出了带常参数的最优过程模型,建立了旨在抑制弹性振动的性能指标。把庞特里亚金极大值原理与样条拟合方法结合起来,得到了用于速率陀螺设置的简单公式。实例分析和计算表明,利用该方法所得的结果比根轧迹方法简单、准确。 相似文献
916.
917.
以总压恢复系数为目标,利用无粘流斜激波关系式和约束最优化计算方法,在考虑混合气体比热随温度变化的条件下,对二维混压式高超声速进气道设计方法作了初步探索,利用数值模拟软件对附面层作了修正,研究了进气道的基本性能。数值模拟结果表明:该进气道在飞行马赫数Ma=4~6.5范围内能够可靠工作。 相似文献
918.
919.
920.
王一飞 《南京航空航天大学学报》1994,(1)
本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速TW-1拖靶的气动外形布局,并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法.用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力,其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好(误差≤5%),零升阻力系数误差约在10%~20%之间。但就整个拖靶系统阻力(包括拖靶及拖索阻力)而言,拖靶本身的阻力只占到10%左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。 相似文献