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对于毛细管节流的动静压轴承,基于流量平衡方程和偏导形式的流量平衡方程,本文建立了油腔压力和油腔压力偏导的迭代准则和迭代公式。实践证明,该迭代方法具有物理意义明晰、迭代次数少和迭代适应性强的特点,可以显著提高毛细管节流的动静压轴承静动特性分析计算有限元程序的计算速度。 相似文献
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给出了一种利用飞行器飞行试验实测数据估算飞行器气动参数的建模前估计算法,完成了某轴对称无控飞行器的非线性气动参数辨识。计算结果表明:该方法计算过程简单、迅速,可以作为快速估算飞行器气动参数的有力手段,尤其适合于辨识大攻角下的气动参数。 相似文献
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介绍了分割辨识算法及其在导弹气动参数辨识中的应用,并以某导弹为例,采用分割辨识算法对其气动参数进行了估计。仿真计算表明,分割辨识算法计算量小、计算速度快,且精度满足要求。 相似文献
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和传统火药发射弹丸相比,电磁发射弹丸具有初速高、射程远等优势,但尾部的电枢臂槽会使弹丸部流场不再轴对称,产生独特的气动力特性。基于三维非定常Navier-Stokers方程,采用滑移网格技术,分析电磁发射弹丸的气动力特性。研究表明,对于高速旋转的电磁发射弹丸,马格努斯效应来源于激波层内流场畸变和电枢臂的迎风面积变化的共同作用;电枢臂迎风面积的周期性变化是导致气动力和力矩周期性变化的原因,马格努斯力矩在滚转角45°和135°时分别达到最小值和最大值;电枢臂槽的存在既加剧了马格努斯效应(135°时增加50%以上),又使得压心周期性前移(绝对前移量达5%),并且随着转速的增加,马格努斯力矩增加和压心前移效果越来越显著,不利于弹丸的动稳定。 相似文献
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将充气机翼应用于临近空间太阳能飞行器是具有创新性的设计概念。针对充气机翼构形特征和气动分析的相关问题,对构形特征进行分析和设计,并建立经纬网络充气机翼的模型;进一步运用数值方法,通过与标准翼型对比,分析二维充气机翼、三维经纬网络充气机翼的气动性能。数值分析结果表明,在设计的雷诺数条件下,充气机翼的气动性能相比于标准翼型有所降低。在此基础上,结合对流场结构和流动机理的研究,分析出导致充气机翼总阻力系数明显增加的主要原因是:充气机翼表面许多凹陷的局部区域所形成的涡结构,导致局部的摩阻有小幅的减小,但压差阻力大幅增加,最终使得总的气动性能有所降低。 相似文献
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利用乘波构形具有升阻比大的特点,将其作为滑翔跳跃式跨大气层飞行器的基准外形进行研究,提出了乘波构形的设计方法,详细分析了各设计参数对乘波构形的影响,研究了不同马赫数、不同优化目标下得到的乘波体的性能,得到了升阻比大、容积效率高的跨大气层飞行器气动布局,所得结论对跨大气层飞行器气动布局和乘波体外形的研究具有一定的参考价值。 相似文献
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为了满足二维弹道修正组件小型化设计要求,设计了3种二维弹道修正组件模型,应用Solid Works软件和ICEM软件分别建立3种修正组件的实体模型和网格模型,并利用Fluent软件进行气动特性数值计算,将计算结果进行对比分析,得出不同修正组件模型参数对气动特性的影响。研究结果表明,修正组件尺寸的减小会增大阻力系数;舵片形状和尺寸对阻力系数和升力系数影响较小,但是对滚转力矩系数影响较大,矩形结构的舵片对舵片周围气动特性会产生不利影响;在满足修正要求的前提下,可以适当缩小舵片面积来降低舵机控制难度,提升飞行稳定性。 相似文献
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