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481.
随着无人作战飞机纳入作战体系,全天候的作战使用需求对无人机雷电防护提出了更高需求,由于无人机通过地面测控系统进行人机交互,无法向有人机一样具备主动避开复杂气象环境的能力,其雷电总体防护设计显得尤为重要.基于MBSE的系统工程理论,描述了无人作战飞机雷电防护设计总体需求,阐述了无人机雷电防护总体设计流程及主要设计内容,对... 相似文献
482.
为分析HTPB推进剂在高应变率条件下的力学响应,开展了推进剂分离式Hopkinson压杆(SHPB)实验,得到了不同温度(-40~25℃)和应变率(700~2050s-1)下的应力-应变曲线。结果表明,HTPB推进剂在高应变率条件下具有显著的温度和应变率敏感性,且随着应变率的增加和温度的降低,推进剂的应力逐渐增加。在Burke模型基础上,结合超弹性和粘弹性理论,建立了一种考虑温度和高应变率效应的本构模型。通过不同温度和应变率条件下实验结果与本构理论预测对比,验证了本构模型的有效性,可为固体推进剂药柱点火瞬态结构完整性分析提供理论依据。 相似文献
483.
飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。 相似文献
484.
对于上部开口的环形液池,加载径向温度梯度将使气液接触面上表面张力分布不均匀,耦合于地面的重力作用,将会驱动薄层流体形成浮力-热毛细对流。当径向温度差ΔT达到某一临界值ΔTC时,一定厚度的液层表面就会出现具有一定规律的振荡现象。实验采用高精度激光位移传感系统,测量了液池表面某点位移随液层厚度h和径向温差ΔT的变化曲线,讨论了浮力-热毛细对流表面振荡的临界温差及两种驱动力的耦合问题,进行了表面畸变参数的无量纲分析,考虑了起始环境温度对临界温差的影响,推导了振荡相对较强时液层的厚度范围。 相似文献
485.
分析了广泛存在于湍流运动中的能量逆转现象,揭示了其产生的原因,提出了湍流的色散性质.在此基础上,修改了Boussinesq假设,建立了包含色散效应的新的雷诺应力封闭式和湍流色散系数,给出与不同模型相结合时,湍流色散系数所具有的不同形式,并阐述了湍流运动中能量的传递方向及条件.采用不可压缩平板边界层流动和平面后台阶流动验证了其可信性和优越性.平板摩擦阻力系数及边界层速度型与实验结果吻合良好,平面后台阶流动的流向再附长度、台阶边压力系数及湍流强度等参数均比标准k-ε模型更接近实验结果.结果表明:色散项的加入可以在不显著增加计算量的同时显著改善预测精度,模型具有一定的工程应用价值. 相似文献
486.
487.
针对目前超燃冲压发动机地面试验设备普遍存在的工质污染问题,采用经过验证的数值计算方法开展了燃烧加热污染空气对煤油超燃冲压发动机性能的影响研究.以飞行马赫数为6.0作为基准状态,分别对纯净空气来流和不同参数匹配方案的污染空气来流下发动机整机流场和性能进行了数值模拟.计算结果表明:在压力参数中选择匹配静压时最接近于纯净空气来流的结果,选择匹配总压时差别最大;在温度参数中选择匹配静温时最接近于纯净空气来流的结果,选择匹配总温时差别最大;压力参数匹配选择的影响更具有决定性作用,需要优先考虑.研究结果可为认识整机污染效应影响,确定污染空气来流下地面试验模拟准则提供理论依据. 相似文献
488.
基于有限元法建立波箔型气体径向轴承箔片结构的库伦摩擦模型,通过改变平箔片与波纹箔片之间以及波纹箔片与轴承座之间的摩擦因数,对比分析了在各种载荷分布条件下波纹箔片库伦摩擦模型与文献中线性弹簧模型的刚度特性,研究了库伦摩擦效应对波纹箔片刚度特性的影响规律.在此基础上,运用有限单元法和有限差分法求解雷诺方程和气膜厚度方程,研究了在两个工作转速下气体波箔片轴承中截面处最小气膜厚度随轴承承载力的变化规律以及承载力随偏心率的变化规律.通过数值仿真对该模型、文献中线性弹簧模型和刚性表面气体轴承进行对比分析,并把气膜厚度分布与文献结果进行了对比.结果表明:箔片的库伦摩擦力在一定程度上增大了波纹箔片的刚度,并且随着摩擦因数的增大其刚度以及两端固定的波纹箔片个数也增加,使得箔片轴承表面变“刚”,因此轴承静特性更趋于刚性表面轴承,此外当轴承承载力一定时,箔片摩擦因数越大轴承的最小气膜厚度越小. 相似文献
489.
使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×106,攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性;NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×106,攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ,并与实验数据进行对比.结果表明:在同等条件下,使用与色散模型相耦合的k-ω模型计算得到的NACA 0012翼型的升力和阻力系数比标准k-ω模型提高精度约5%,NACA 4412翼型的表面压力系数精度提高了约3%,进一步验证了其可信性,可将其进一步应用到低速飞行器的气动计算中. 相似文献
490.