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291.
在静止条件下,通过数值模拟的方法对接近真实的带前缘涡轮工作叶片腔模型内的流动与换热进行了分析.结果表明:腔内斜肋引发的三维涡对换热产生了巨大的影响,在一倍肋高范围内, Y-Z 和 X-Y 平面上都出现了肋后涡,使得此处传热系数降低;在 X-Z 平面上,第2通道产生一对方向相反的涡,第3通道只产生一个涡.两个通道中的涡都占据整个横截面,这些涡增加了通道流阻.冲击和气膜流动主导了前缘通道内的换热,冲击产生的一对涡加强了流动掺混,促进了前缘吸、压力面上的换热,而高速的气膜出流推动了这一过程.相同流量工况下,第2通道带肋表面的平均换热和局部换热都是最好的,而光滑的第1通道总压降最小,综合换热性能在各个通道中最高.随着雷诺数的增加,各通道吸、压力面的局部换热和平均换热都增强,但压降系数变化不大. 相似文献
292.
机载或舰载武器系统惯性导航系统动基座对准的首选方案就是传递对准,速度匹配传递对准因为其较好的水平失准角可观测性以及线性量测模型得到了广泛的应用。但当载体存在角运动时,速度匹配传递对准必须对杆臂误差进行补偿,由于变形的存在,使得杆臂误差的准确补偿存在较大的困难。针对这一问题,研究了一种不需要进行杆臂误差补偿的快速传递对准方案,能够在杆臂误差较大时,以较快的速度获得较高的失准角估计精度。计算机仿真结果验证了理论分析的正确性。 相似文献
293.
工程估算是飞机概念设计阶段常用的气动力计算方法,其计算效率高,并且满足飞机概念设计的精度要求。工程估算过程涉及大量的图表查阅与数据插值,传统的手动计算存在工作量与人为误差较大的缺点。针对上述问题,在已有工程估算方法的基础上,搭建了气动工程估算数据库,提出了软件的系统架构与组成,设计并开发了基于民用飞机的气动估算软件。软件具有良好图形用户界面,提供了多种输入方式与自动多维插值算法,与手动计算相比,减少了计算工作量,提高了计算效率和精度。以某大型民用飞机为对象,利用软件进行气动工程估算,并与算例的计算流体力学法(CFD)结果进行比较。结果表明:二者结果基本相符,而且计算成本远低于CFD方法。这体现了软件在民机概念设计阶段具有较高的工程实用性。 相似文献
294.
对于大型无人机系统来说,三余度电传飞控系统具有最合理的性价比。介绍某大型无人机三余度飞控计算机系统的总体设计和实现方案。系统采用相似三余度容错结构,通过高速交叉通道数据链和同步技术保证不同余度之间控制输出的时间和空间一致性。为增强系统处理能力,采用智能接口模块分担主CPU的工作,智能接口模块具有独立的BIT功能,采用双口存储器实现与处理器模块信息交互,硬件接口支持软件动态可配置。 相似文献
295.
直接供气预旋转静系流动和换热数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
采用CFD商业软件FLUENT分别从维度模型和湍流模型两个角度对接近真实的高压涡轮旋转盘腔进行数值模拟,研究了一种直接供气预旋转静系旋转盘腔模型内的流动和换热特性.通过计算研究发现:低位腔内的流动仅由中心入流控制,二维计算不能反映高位腔内中心入流与预旋入流的掺混;二维和三维计算所得的腔内压力分布相似,实验值介于两者之间;主盘面的换热主要受中心入流控制,二维和三维计算差别不大,Realizable k-ε湍流模型在定性和定量上均能更好地反映换热实验结果. 相似文献
296.
主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性. 相似文献
297.
采用CVI结合SI及PIP工艺制备2D C/SiC-ZrB2复合材料.研究了PIP工艺中循环浸渍次数及热处理对复合材料结构和力学性能的影响.比较了多孔C/SiC浸渍浆料后用PIP结合CVI致密化和仅用CVI致密化的效果.结果表明:浸渍裂解后,热处理温度相同,热处理次数对复合材料的开孔率和弯曲强度影响不大.2D C/SiC-ZrB2复合材料的弯曲强度不随PIP次数的增多而增加,PIP处理二次后,复合材料的强度逐渐增加,PIP处理五次,强度达到最大值,制备的复合材料开孔率为8.0%、弯曲强度为423 MPa.SI后用PIP结合CVI致密化比仅用CVI致密化效果好. 相似文献
298.
脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究 总被引:2,自引:2,他引:2
根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Zn/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好. 相似文献
299.
300.