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72.
T.J. Stuchi T. Yokoyama A.A. Corrêa R.H. Solórzano D.M. Sanchez S.M.G. Winter O.C. Winter 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2008
The problem of a spacecraft orbiting the Neptune–Triton system is presented. The new ingredients in this restricted three body problem are the Neptune oblateness and the high inclined and retrograde motion of Triton. First we present some interesting simulations showing the role played by the oblateness on a Neptune’s satellite, disturbed by Triton. We also give an extensive numerical exploration in the case when the spacecraft orbits Triton, considering Sun, Neptune and its planetary oblateness as disturbers. In the plane a × I (a = semi-major axis, I = inclination), we give a plot of the stable regions where the massless body can survive for thousand of years. Retrograde and direct orbits were considered and as usual, the region of stability is much more significant for the case of direct orbit of the spacecraft (Triton’s orbit is retrograde). Next we explore the dynamics in a vicinity of the Lagrangian points. The Birkhoff normalization is constructed around L2, followed by its reduction to the center manifold. In this reduced dynamics, a convenient Poincaré section shows the interplay of the Lyapunov and halo periodic orbits, Lissajous and quasi-halo tori as well as the stable and unstable manifolds of the planar Lyapunov orbit. To show the effect of the oblateness, the planar Lyapunov family emanating from the Lagrangian points and three-dimensional halo orbits are obtained by the numerical continuation method. 相似文献
73.
Li Jie Zhou Zhou 《中国航空学报》2008,21(1):19-27
To compute transonic flows over a complex 3D aircraft configuration, a viscous/inviscid interaction method is developed by coupling an integral boundary-layer solver with an Eluer solver in a "semi-inverse" manner. For the turbulent boundary-layer, an integral method using Green's lag equation is coupled with the outer inviscid flow. A blowing velocity approach is used to simulate the displacement effects of the boundary layer. To predict the aerodynamic drag, it is developed a numerical technique called far-field method that is based on the momentum theorem, in which the total drag is divided into three component drags, i.e. viscous, induced and wave-formed. Consequently, it can provide more physical insight into the drag sources than the often-used surface integral technique. The drag decomposition can be achieved with help of the second law of thermodynamics, which implies that entropy increases and total pressure decreases only across shock wave along a streamline of an inviscid non-isentropic flow. This method has been applied to the DLR-F4 wing/body configuration showing results in good agreement with the wind tunnel data. 相似文献
74.
本文根据人体的热调节机制建立了二维人体热调节的有限元模型,并设计了相应的实验对该模型进行了验证,实验结果与计算结果吻合较好,本模型对于以人体-环境热交换为内容的工程实践和理论研究有较高的应用价值。 相似文献
75.
本文介绍了一种平面流动的快速欧拉方程解法。该方法将原参数非定常欧拉方程组重新组合成以广义称曼变量表示的欧拉方程组,再用二点二步迎风格式离散解。针对钝体流动,本文先建立了动网格下的方程,构造了动网格下的算法。提出了一种简单的激波处理方法。计算结果表明,该方法速度快,稳定性好,对初场不敏感。 相似文献
76.
小型弹体转动惯量的测定 总被引:3,自引:0,他引:3
阐述了对称式三线摆的结构原理及该摆微角与大角摆动周期的计算方法 ,利用此摆可以测量构件的转动惯量。当 RL <130 、φ0 <6 0°时 ,该装置的测量准确度优于 1%。 相似文献
77.
78.
飞机舱弹分离瞬间特性严重影响导弹/炸弹的打击精度。采用计算流体动力学(CFD)和刚体动力学(RBD)模型耦合求解的数值仿真方法,应用网格弹性光顺和局部重构相结合的动网格技术,有效地避免了刚体运动而引起的网格畸变,仿真计算了炸弹舱弹分离后俯仰角度变化过程 .仿真结果表明,舱弹分离时向炸弹施加 1个合适的抛 射力矩,有助于炸弹在下降过程中快速地调整其打击姿态。 相似文献
79.
为研究驻涡燃烧室在前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能,采用3维数值仿真模拟方法,对驻涡燃烧室前钝体燃料喷射
状况下的燃烧效率及燃烧室性能与无前钝体燃料喷射状况下的燃烧性能进行了对比分析,并对驻涡燃烧室的冷流以及燃烧状态
下的燃烧室性能进行了系统研究。燃烧室温度分布表明:前钝体顶部燃料喷射在0.2~0.7的喷射系数范围内,缩短了燃烧室火焰
长度,提高了燃烧室在相同轴向长度下的燃烧效率,使燃烧室更加紧凑;驻涡燃烧室前钝体顶部燃料喷射孔的孔径在一定范围内
的变化对燃烧室的燃烧效率、出口温度分布系数以及总压损失影响较小。 相似文献
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