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321.
为确定固定舵二维弹道修正弹的网格划分方法,分别建立非结构网格和结构网格模型。应用Fluent软件对所得网格模型进行数值计算,获得修正弹在不同马赫数下的气动参数。对所得气动参数与风洞试验结果进行对比分析,确定不同马赫数下更准确的网格模型。分析结果表明:2种网格模型均可应用于修正弹的气动数值计算,但在准确性方面,结构网格模型更适用于跨声速条件下的数值计算,非结构网格模型更适用于高声速条件下的数值计算。在不同条件下,将2种模型结合起来进行数值计算,会得到更加准确的气动参数。 相似文献
322.
323.
324.
机翼构型是影响地效飞行器性能的重要参数,提出了一种新构型的组合翼,使用计算流体力学方法(CFD)并选择Realizable k-ε湍流模型来模拟机翼表面周围区域的流动结构。通过将具有NACA6409翼型的矩形翼的气动特性计算结果与实验结果进行对比,验证了数值模拟方法的准确性。对组合翼在地面效应下的气动特性进行数值模拟,研究了攻角和离地高度对气动特性的影响,并与矩形翼进行了对比分析。结果表明,组合翼的气动性能相比矩形翼有一定的提升,主要集中在阻力的降低与升阻比的提高上,且在低离地高度和大攻角下提升明显;组合翼具有更大的湍流动能,然而吸力效应小于矩形翼,尾缘气流分离的程度更大;该研究为高性能地效飞行器机翼构型设计提供了参考依据。 相似文献
325.
基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L0=25 mm, 39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L0=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L0=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。 相似文献
326.
基于小波分析的光纤陀螺信号处理 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析光纤陀螺的噪声特性的基础上,研究光纤陀螺信号滤波的方法,采用基于S te in无偏似然估计原理,对光纤陀螺信号进行小波阈值除噪,从而达到抑制光纤陀螺中存在的1/fr噪声和白噪声的目的。实验结果表明,小波滤波的方法对于抑制光纤陀螺中的噪声,提高信噪比具有良好的效果。 相似文献
327.
328.
本文在 Donoho 提出的从噪声中恢复信号的非线性小波方法的基本原理的基础上, 并针对非线性小波方法的核心问题——浮动阈值的设定提出了新的算法。通过算例证明, 所设计的浮动阈值在实际应用中效果较好, 特别在低信噪比时信号恢复效果明显优于现常用的浮动阈值设计方法。 相似文献
329.
气动光学效应中调制传递函数的计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
从Maxwell方程出发 ,推导了光在湍流中传播的调制传递函数的计算公式。依据折射率起伏相关函数的两种形式 ,计算了光学相位差。根据湍流的动能和动能耗散率输运方程 ,建立了折射率起伏方差的计算模型。最后 ,指出了文中所给公式的适用范围 ,对更好地进行调制传递函数的计算提出了建议。 相似文献
330.
针对一体化弹丸出炮口后弹托由与弹体接触到绕弹托质心做六自由度运动的过程,提出一种基于弹托分段分离运动并采用动网格技术耦合流体控制方程和六自由度运动方程的弹托分离仿真模型。以尾翼稳定脱壳穿甲弹为例,仿真分析不同马赫数下的弹托分离情况,并探讨弹托和弹体气动系数在分离过程中的变化情况。仿真结果表明:弹托分离马赫数越大,分离轨迹越靠近弹体且分离时间越短,但对地分离横向位移越大。通过与试验数据的对比,验证了所提弹托分离仿真模型的准确性。 相似文献