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971.
972.
基于RANS-LES混合方法的翼型大迎角非定常分离流动研究 总被引:3,自引:0,他引:3
使用雷诺平均Navier-Stokes方程-大涡模拟(RANS-LES)混合方法中的延迟分离涡模拟(DDES)方法,模拟了NACA 0015翼型在大迎角下的静态绕流和强迫振荡运动并与实验值进行了比较。在大迎角静态翼型大分离流动模拟中,DDES方法捕获了非定常RANS计算未能获得的机翼背风面的涡脱落现象。在所采用的RANS和DDES模型中,基于剪切应力输运(SST)湍流模型的SST-DDES混合方法给出的时均压力系数分布与实验吻合得最好。在大迎角强迫振荡翼型绕流模拟中,DDES方法得到的非定常气动载荷与实验值吻合得很好,正确地反映了最大迎角处阻力和俯仰力矩的阶跃性突变,而非定常RANS计算则给出了完全错误的趋势。 相似文献
973.
974.
Alexander Ruzmaikin Jae N. Lee Dong L. Wu 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2014
We determine the spatial-time patterns of zonally averaged carbon monoxide (CO) in the middle atmosphere by applying Principle Component Analysis to the CO data obtained from the Microwave Limb Sounder (MLS) measurements on the Aura satellite in 2004–2012. The first two principal components characterize more than 90% of the CO variability. Both principal components are localized in the low thermosphere near the mesopause. The first principal component is asymmetric relative to the poles. It has opposite signs in the Northern and Southern Hemisphere at mid to high latitudes and strongly oscillates with an annual periodicity. The second principal component has the same sign in both hemispheres and oscillates mainly with a semi-annual frequency. Both principal components are modulated by the 11-year solar cycle and display short-term variations. To test possible correlations of these variations with the short term solar ultraviolet (UV) variability we use the simultaneous measurements of the UV solar radiance from the Solar-Stellar Irradiance Comparison Experiment (SOLSTICE) on the Solar Radiation and Climate Experiment (SORCE) satellite to investigate the correlation between CO in the middle atmosphere and solar UV in 2004–2012. Using a wavelet coherence technique a weak, intermittent 27-day signal is detected in high-frequency parts of the CO principal components. 相似文献
975.
采用非限定烤燃试验,测定了高固含量改性双基推进剂药柱的热爆炸临界温度,讨论了固含量与临界温度的关系及临界温度的尺度效应;通过高压热分解研究,获得了高固体含量推进剂热分解反应非等温动力学参数,探讨了固含量对临界温度的影响机理。结果表明,固含量由0%增加至50%,热爆炸临界温度由134.5℃上升到156.1℃,3 MPa压力下第一热分解峰温由201.8℃上升到206.2℃(β=10℃/min),表明热稳定性增加;长径比为1的GLX?4药柱临界温度与直径的对数呈线性关系。此外,随着固含量升高,热分解活化能由161.0 kJ/mol升高到181.9 kJ/mol,揭示了烤燃试验热获得的爆炸临界温度升高这一现象的高压热分解动力学理论依据。 相似文献
976.
977.
针对实际系统易受未知非线性、外界干扰和参数摄动等不确定因素影响的问题,以高精度模拟转台为例,采用一种基于RBF(Radial Basis Function)网络的自适应滑模控制器.控制器由名义反馈控制器和滑模干扰补偿器两个子系统组成.反馈控制器通过极点配置的方法实现,用来稳定名义系统.干扰补偿器使用一个自适应RBF网络在线辨识不确定性的上界值.计算机仿真结果表明了该法的鲁棒性和有效性. 相似文献
978.
在大功率工作环境中,射频电路经常发生电磁泄漏(ElectroMagneticLeak,EML)和无源互调(PassiveInter Modulation,PIM)等现象。而在同轴谐振器中,不稳定连接缝隙处成为增加电磁泄漏EML和PIM问题风险的隐患部位。文章通过对同轴谐振器等效电路建模和电磁场建模给出了缝隙位置与电磁场表面电流的关系,并分析了3种不同结构同轴谐振腔EML特性。结果表明通过微调连接缝隙,使其有效偏离同轴谐振器的电流波幅点位置,可以降低大功率同轴谐振器的连接泄漏,从而减小无源互调的风险。依据分析结果选取了3种同轴结构(单螺钉连接、法兰内连接、法兰外连接)中连接泄露最小的结构作为大功率器件的基本结构,小批量器件在大功率测试和试验中无EML和PIM现象。 相似文献
979.
面向载人航天器飞行任务仿真需求,根据载人航天器的特点以及高层体系结构(HLA)技术,提出了基于高层体系结构的载人航天器飞行任务仿真平台方案,设计实现了由运行管理、飞行指令、数据记录、数据可视化等功能,以及涵盖轨道、姿态、能源、动力学等多个专业仿真模型组成的仿真平台,给出了应用实例,并就仿真平台开发中的联邦开发过程、仿真模型接口软件、飞行场景三维可视化等关键部分进行了探讨。与单一的飞行任务仿真软件相比,该分布式仿真平台覆盖的专业面更全,验证内容更丰富,可扩展性更强。随着载人航天器系统飞行任务复杂程度的提高,通过对仿真平台的扩展和重用,可适应新的任务验证需求。该仿真平台可为复杂载人航天器的飞行任务设计验证提供依据,并对基于HLA的其他航天器仿真系统的联邦设计与开发具有一定的参考价值。 相似文献
980.
1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。 相似文献