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151.
现代飞机为满足先进控制技术实现和满足一定的可靠性和机动性,要求安装较多的控制舵面,为了使飞机安装舵面之间产生的操纵效能达到最佳,需要对舵面的位置、附体安装角等因素进行配置。借用飞机重构控制方法,采用Moore Penrose逆法,对飞机的操纵效能提出了一套直接控制冗余算法,使操纵舵面之间达到最佳配置。结合国内某型号飞机含有V型垂尾在配平时的数据验证算法正确性。 相似文献
152.
采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 相似文献
153.
为了解结构参数对圆转矩形内喷管再生冷却换热的影响,设计了多个圆转矩形喷管,考虑了三种结构参数:转方位置、出口高宽比和出口圆角大小的影响。采用有限体积法求解三维可压缩的N-S方程对其内部流动和换热进行了数值模拟。湍流模型采用标准的k-ε双方程模型,壁面附近的流动和传热采用壁面函数法处理,速度与压力的耦合采用SIMPLE算法求解。结果表明:在型面一阶导数连续的情况下,转方位置对圆转矩形内喷管的换热影响不大;出口高宽比对圆转矩形内喷管的换热影响较大,出口高宽比不能太小,否则影响内喷管流场和换热;出口圆角大小影响内喷管周向上的温度分布,圆角太小造成周向温度分布不均匀。 相似文献
154.
一种计算再生冷却推力室温度场的方法 总被引:7,自引:5,他引:7
为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优化设计和性能估算提供参考。 相似文献
155.
156.
针对叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和两个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径距离位置布置了1排气膜孔。主流在前缘的湍流度为8%,二次流和主流密度比为1.5,动量比变化范围为0.5~4,分析了在不同动量比下气膜孔间距和径向角变化对径向平均气膜冷却效率的影响。径向角分别为0,°45,°65,°孔间距与孔径的比分别为2,3,4。研究结果表明,随着孔间距的增加,径向平均冷却效率逐渐降低。径向角对径向平均冷却效率的影响非常复杂。 相似文献
157.
158.
内通道交错横流对气膜冷却效率的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
采用数值模拟研究了内通道横流对气膜流动和冷却特性的影响,参数变化范围:横流比Cr=0.39,0.78;吹风比Br=1,2;气膜孔长径比l/d=4,8.计算结果表明:①内通道冷气横流使得气膜孔内气流产生较强的涡旋,使得冷气射流的流动具有明显的非对称特征,引起表面气膜冷却效率分布不均;②横流比对表面气膜冷却效率分布影响较大,横流比越大,气膜孔内涡旋越强烈,气膜冷却效率分布越不均匀;③长径比较大时,气膜孔内气流较为规整,气膜覆盖区域较为狭小,气膜冷却效率分布更加不均;吹风比较大时,射流在主流通道上的附着较差,气膜冷却效率较低. 相似文献
159.
160.
新一代大型客机复合材料 总被引:16,自引:2,他引:16
大量采用复合材料结构是新一代大型客机机体结构设计的突出特点,用量已达结构重量50%。复合材料结构不仅带来了明显的减重效益,而且带来了结构耐腐蚀、疲劳和维护等性能的改善提高。波音787飞机人性化设计的全复合材料机身使乘坐舒适性和便利性得到显著改善。民机复合材料结构技术重点研究解决了复合材料自然环境老化、大型翼面壁板整体成型、机身大开口区载荷重新分布和应力集中、地面维护装备冲击损伤、健康检测等关键技术问题,并且建立了以中模高强碳纤维/韧性环氧树脂复合材料热压罐成形工艺为主的大型客机复合材料结构材料体系。对复合材料机翼和机身结构的设计和工艺关键技术问题做了较为详尽的介绍。 相似文献