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典型热防护壁板结构的热模态分析 总被引:1,自引:0,他引:1
气动加热产生的热环境会使结构动力学参数发生显著变化,影响结构的承载能力和强度极限,因此结构的热模态分析是评估结构动态力学环境适应性的重要手段。结构热模态分析有两种手段:数值分析和热模态试验。而目前对高温及高温梯度下的结构热模态分析研究较少。本文针对典型热防护壁板结构,研究了气流加热的高温热环境模拟方法以及结构热模态试验和分析方法;获得了不同温度及温度梯度条件下典型热防护壁板结构的振型、固有频率,分析了结构振动特性的变化规律;通过数值模拟与试验对比,发现温度梯度因素对结构动力学参数具有显著的影响。进一步研究温度及温度梯度对结构动力学参数的影响,对热载荷下的结构设计具有指导意义。 相似文献
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基于两流体模型、酸性气体和钻井液状态方程,考虑酸性气体与钻井液相间虚拟质量力、粘性剪切力、相间动量交换及狭义相间阻力等条件,建立酸性气体与钻井液两相中压力波传播速度的数学模型,依据小扰动原理,对波速模型求解,得到关于波数K的波速方程。结果表明,在一定范围内,随空隙率、频率的增大,虚拟质量力对波速的影响显著增强;在高空隙率下,压强增大,虚拟质量力对波速的影响减弱;增大流体的密度或不可压缩性,均可使两相压力波速增大;延长气液交换时间或减小波动频率使相间有足够时间进行动量交换,两相压力波波速随之减小。 相似文献
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为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。 相似文献
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