螺旋桨梢涡卷起数值计算

通过解析公式计算得到面源和面偶的诱导速度,在面偶附近区域,用涡环代替面偶,计算得到螺旋桨的速度场,根据尾涡面必须和当地流体流速相切的原则,修正原来尾涡面的形状,逐步迭代直至尾涡形状收敛,用这种方法预报了三维水翼和螺旋桨的尾涡面的形状和梢涡卷起,与试验结果有较好的一致性。     

高亚声速时叶尖小翼对压气机叶栅泄漏流动的影响

为了探索跨声速来流条件时,不同安装位置、不同宽度的叶尖小翼对压气机叶栅气动特性的影响,对Ma=0.8时包括原型叶栅在内的7种扩压叶栅的流场进行了数值研究.结果表明:在多种因素的共同影响下,不同来流冲角的吸力面叶尖小翼在流场中都为负效果,增加了流场复杂性;压力面叶尖小翼则改善了泄漏流动,减小了流动损失.两种安装位置的叶尖...     

基于动网格的装药燃烧的燃面退移仿真

为了研究某型弹射器燃烧室装药在燃烧过程中的变化特性,以Fluent软件为计算平台,运用加质源项技术和动网格技术,采用UDF编译来实现燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,在装药燃烧燃面退移的过程中,通过DEFINE_GRID_MOTION宏定义燃面的变化规律,结合k-ε两方程湍流模型对装药的非稳态燃烧过程进行三维数值仿真。计算得出了装药燃面推移图像,分析了燃烧室内的流场状态变化、燃气在燃烧室内的传播规律,并分析了减面燃烧对弹射器燃烧室内压强的影响。研究表明,该方法能够成功地求解装药燃烧的非稳态过程,较好地仿真燃面退移过程,所得结果可以为弹射器燃烧室的性能研究和结构设计提供理论依据。     

高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

“大熊”班长有点“傻”

正对于那些不听话的战士,"大熊"班长也不说太重的话,总企图通过柔和方法去感化他们,执着得有点"傻"。"班长,你太傻了!你是班长,该批评就批评!我又不是不听!"小张这个"刺头兵"能对大熊认错,可真是来之不易。"大熊"是广空某场站养场班班长吴威雄的外号,小张是他班里的兵。大熊带兵有自己一套:软磨不硬泡。对于那些不听话的战士,他也不说太重的话,总企图通过柔和方法去感化他们,执着得有点"傻"。     

战时机场道面抢修MOS优选数学模型

机场道面是机场的核心部分,遭敌破坏后必须快速修复以保证飞机起降能力.抢修机场道面首先必须快速确定MOS.针对战时机场道面抢修MOS确定问题,建立基本数学模型,利用相对运动原理和坐标变换等知识进行数学分析,得出优化数学模型,并采用逐步搜索比较的算法和Matlab编程实现了MOS快速优选.     

骑着马儿去征兵

10月30日,笔者在四川木里藏族自治县跟随茶布朗镇武装部部长尼恩次尔一起.翻山越岭、走村入户开展征兵宣传和预征对象摸底登记工作,亲身感受了在这片每平方公里仅8.7人的民族地区开展征兵工作的艰辛与光荣。今天的目的地是去离茶布朗镇20公里的东孜乡燃面村。上午9时,笔者一行骑着马儿,出了镇还不到半里地就不得不下马步行。大家小心地拽着马尾巴,用     

机动导弹武器系统生存能力评估分析

分析了机动导弹武器系统生存能力的影响因素,建立了机动导弹武器系统的生存能力指标体系,针对其中的指标分别提出相应的定量分析模型:建立多种侦察设备的发现概率模型,进行空面导弹引战配合分析及引信系统压制性干扰分析,在对机动导弹武器系统进行目标特性分析的基础上,建立了空面导弹对机动导弹武器系统的毁伤概率模型,最终探讨出一种在遭受空面导弹攻击条件下机动导弹武器系统生存能力的评估方法。仿真结果表明该方法将对机动导弹武器系统生存能力的提高和生存能力设计产生积极的影响。     

基于面元法的三维机翼数值设计

利用一种数值迭代方法设计出具有给定目标压力分布形式和环量及厚度分布的三维机翼.取一初始机翼,应用考虑尾涡衰减及卷曲的面元法计算三维机翼的流体动力性能,对机翼几何形状进行小的扰动并计算由此引起的压力变化,形成雅可比行列式,求解出几何修正因子以改变机翼几何形状,多次迭代后得到具有目标压力分布形式的机翼.再由给定的环量及厚度分布修改目标压力,重新设计机翼,最后得到符合设计要求的三维机翼.重点讨论了数值设计中尾涡模型、目标压力分布形式、几何控制点对设计结果的影响,及如何加快计算收敛.算例分析表明,设计方法收敛快速、有效可行,计及尾涡衰减及卷曲能够得到更准确的设计结果,目标压力分布形式和几何控制点的选取决定了设计机翼的光顺性.