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601.
针对翼身融合布局民机的非圆形截面机身结构承载特征,美国波音公司和美国国家航空航天局(NASA)联合提出了拉挤杆缝合高效一体化结构(PRSEUS),以提高翼身融合布局飞机机身结构的承载效率及稳定性性能。为了深入研究翼身融合布局后机身结构设计及PRSEUS结构在后机身上的应用,本文建立了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构高保真度数值分析模型。筛选出了针对翼身融合布局后机身的5种典型载荷工况作为评估后机身结构强度和刚度的输入条件。借鉴结构区域划分技术,开展了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构优化方法研究,完成了基于分块的PRSEUS结构后机身结构优化设计,保证了后机身结构强度和刚度性能,并进一步减轻了结构重量。 相似文献
602.
为研究喉栓式变推力发动机动态调节过程的羽流速度特性,采用有限速率化学反应模型和动网格方法,建立了考虑后燃反应的发动机羽流动态仿真模型。基于可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术测速原理,对羽流速度测量结果进行了仿真计算。分析了喉栓往复调节过程的羽流瞬态流场结构,探究了后燃反应及测量位置对TDLAS羽流测速结果的影响。结果表明:发动机羽流场结构随着喉栓往复调节呈周期性变化,喉栓趋于关闭时,喷口附近出现强激波,下游羽流速度分布更均匀,速度梯度对TDLAS测量的影响降低;后燃反应导致羽流下游速度和H2O组分分布发生显著变化,沿下游方向,后燃反应对TDLAS所测沿光路平均速度振荡幅值的影响逐渐增大;实际测量时,选取距喷口更近的测量位置可以降低后燃反应和速度梯度的影响,获得更接近轴线测点速度的结果。 相似文献
603.
基于共轭传热数值计算方法,对某高隐身无人机(UAV)单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究,利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题,构建精度较高的计算模型,并完成相关计算分析,主要结论如下:传统的单一流体计算虽然可以得到相似的温度分布,但得到的温度值偏高,最大可相差50 K以上;共轭传热计算可以得到更为符合实际的结果,并且可以得到结构内部温度梯度的分布,为热应力分析及结构设计提供指导;对比相同流动条件下不同金属材料的影响,某耐高温合金的壁面温度极值比金属钢高约30 K,且其上、下壁面的温差更大,梯度更高,两材料纵向肋板位置温度梯度极值分别为120 K/cm和65 K/cm。 相似文献