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891.
892.
水平轴风力机叶片气弹建模与响应分析 总被引:2,自引:0,他引:2
基于Hamilton原理在惯性系下建立叶片动力学方程。针对风力机预弯叶片,引入上反坐标系描述叶片的预弯变形。叶片结构动力学模型基于中等变形梁理论,引入Hartenberg-Denavit增广转换矩阵,应用5节点18自由度梁单元模型进行叶片离散。翼型气动力计算采用Pierce修正的风机Leishman-Beddoes非定常气动力模型,入流模型采用Suzuki广义动态尾迹入流模型。利用Newmark数值积分方法获得叶片气弹响应的稳态周期解。分别以美国国家可再生能源实验室Phase VI非定常空气动力学实验及其公开的1.5MW风力机叶片为算例计算了有/无预弯叶片的气弹响应,验证了本文所建模型的正确性。 相似文献
893.
研究某增程制导航弹绕流场的结构,为气动特性分析和外形改进提供依据。以三维N-S方程为主控方程,引入S-A一方程湍流模型,对某增程制导航弹的绕流场进行了数值模拟,给出了流场图像和气动特性计算结果,并将CFD计算结果与试验结果进行了比较分析。CFD计算结果与试验结果吻合良好,验证了所采用CFD方法的准确性和有效性,数值模拟结果已得到应用。 相似文献
894.
由于大气进入防热罩设计上的问题,美国航宇局原定于2009年发射的“火星科学实验室”(MSL)探测器可能会推迟到2011年。该探测器采用新式着陆技术,并由小型核反应堆供电,使其能在火星表面上更快地行进和携带更大的有效载荷。由于项目本身的冒险性质,该项目遇到了一些挫折和超支问题。最新的问题集中在保护着陆器免受大气进入时的极端热环境影响的防热罩上。 相似文献
895.
为了提高战机的生存力,本文针对战机与中程地-空导弹之间的攻防对抗问题,研究了无机动飞行、作机动飞行以及抛射诱饵弹时战机逃脱导弹追击的情况,首先建立数学模型,然后基于Visual C 和Matlab软件进行数值仿真。仿真结果表明:战机作机动和抛射诱饵能提高生存力,但在不同时机做不同机动的效果显著不同,蛇形机动效果最好。 相似文献
896.
897.
弹舱流动特性数值模拟及风洞试验研究 总被引:6,自引:0,他引:6
针对弹舱流动自身的复杂性以及对内埋武器安全分离的影响,本文利用数值模拟和风洞试验相结合的手段分析了三类弹舱流动特性,着重研究了几种典型弹舱的几何参数(L/D、W/D、δc、δh)以及来流马赫数(M)与弹舱流动特性间的耦合影响关系,获得了跨超声速来流条件下弹舱流动特性和压力分布.研究结果表明,弹舱长深比(L/D)是影响弹舱流动类型和流动特性的关键因素,W/D、δc、δh和M对弹舱流动类型和流动特性也有一定的影响;三类弹舱流动类型中开式流动弹舱内压力分布较均匀. 相似文献
898.
899.
在过去的几十年里,直升机旋翼系统的设计都着重强调旋翼桨毂的简单化,总体趋势是减少零部件个数,减少重量,减小阻力和降低维护成本,传统的液压阻尼器和粘弹阻尼器正在被液弹阻尼器取代。随着技术和工艺上的革新,制造出带嵌入式液弹阻尼器的无轴承旋翼系统已切实可行。对嵌入式液弹阻尼器的动态力学性能进行了理论研究,介绍了其工作原理,并推导出初步构型设计计算公式,系统地对嵌入式液弹阻尼器模型试验件进行了动力学试验,研究了工作性能的各种影响因素,形成了一套完整的工程设计方法,为今后嵌入式液弹阻尼器在无轴承式直升机上的应用提供了技术支持。 相似文献
900.
针对现有适于宽幅值范围的黏弹减摆器模型一般含有动幅值参量,不便用于幅值变化的直升机旋翼/机体耦合动稳定性时域分析的问题,给出了小摆振阻尼比时,黏弹减摆器在单频及双频条件下动幅值参量的计算方法,运用该方法计算系统在收敛、中性稳定及发散3种情况下的幅值曲线,较好地反映了响应幅值在时域上的变化趋势。将改进的黏弹减摆器模型用于直升机地面共振非线性时域分析,为准确获取旋翼摆振后退型响应,给出了所需桨叶激振力矩的计算方法,在不同转速不同复模量状态下,采用该方法确定的激振力矩对桨叶进行激振激出的响应幅值与预期值误差不超过6%。对摆振后退型响应进行分析可知,系统稳定时,与线性化结果相比,计入黏弹减摆器非线性后,旋翼摆振后退型响应衰减更快,其模态阻尼在时域上呈增加趋势。 相似文献