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飞行器风挡鸟撞击模拟试验中风挡的变形的测量方法 总被引:2,自引:0,他引:2
本文提出了一种测量飞行器风挡鸟撞击模拟试验中风挡变形的时间历程的新技术。采用一只测量基准,使两台摄影机的拍摄方向相互垂直,且两台高速摄影机的摄影范围均包含所需测量的区域。试验结果表明该方法的精度是比较高的。 相似文献
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以高超声速飞行器纵向运动的空气动力学模型和结构动力学模型为依据,采用数值分析的方法,研究了高超声速飞行器动力系统平衡点集的拓扑结构.首先根据高超声速飞行器在巡航阶段的飞行边界的限制条件得到在给定的飞行高度和马赫数下的平衡点集,由此近似估算出了高超声速飞行器的飞行包线.然后根据得到的平衡点集,分别研究了高超声速飞行器的迎角、升降舵偏角和发动机的燃料当量比与飞行马赫数和高度的关系,并进行了数值拟合,在此基础上分别描绘了以上三个拟合关系式的曲面关系图。 相似文献
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返回舱高雷诺数再入过程中存在肩部高热流、底部阻力无法准确预测以及非定常振动等问题,解决此类问题的关键是分离和转捩等物理现象的准确识别. 本文采用大涡模拟方法细致刻画了返回舱类钝体外形在高雷诺数再入过程中的分离和转捩等物理现象,获得了返回舱底部流动形态以及稳定性特征. 从肩部剪切失稳、底部流动结构失稳、尾迹发展区以及远尾迹区的耦合失稳等多个角度分析了返回舱外形的底部流动失稳机制.研究发现, 返回舱类外形底部流动稳定性主要存在两类失稳模式即肩部剪切失稳模式以及底部流动结构失稳模式,二种模式存在耦合效应, 同时在远尾迹湍流区域存在类卡门涡街的振荡行为.这些认识为理解返回舱外部扰动因素对底部流动的作用机理及返回舱稳定性控制提供了基础理论支撑. 相似文献
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黄玉珊先生是我国著名的力学家、航空航天科学家, 新中国航空高等教育的奠基人. 他不满14岁考入大学, 不满23岁时师从国际著名力学大师铁摩辛柯获博士学位, 随即义无反顾地回到战火连绵的祖国, 受聘中央大学教授. 新中国成立后, 面对航空工业初建时期技术基础薄弱、人才储备不足、教育体系不完善的困境, 他呕心沥血, 鞠躬尽瘁, 建立新学科, 开创新局面, 毕生致力于祖国航空航天教育和科技事业. 他被认为是我国旧飞机疲劳定寿和延寿、损伤容限评定和新飞机损伤容限设计最早的创始人之一, 也是我国飞机自激励振动研究和航天结构环境强度事业的开拓者. 本文通过回顾黄玉珊先生在固体力学、航空航天结构强度领域的主要学术成果和卓越贡献, 缅怀其坚定不移的报国情怀、严谨求实的治学态度、勇于开拓的创新精神、高瞻远瞩的学术视野以及求真务实的教育思想. 相似文献
79.
针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题, 基于喷流燃气物理化学模型, 通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程, 建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法, 分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟, 研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响, 分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律. 研究表明: 化学反应流模型计算精度较高, 计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型; 在本文的低空条件下, 采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟, 会低估分离区大小, 使飞行器气动力特性预测出现偏差, 同时也会低估表面热环境, 对防热系统设计不利, 随着马赫数增加, 简化模型对气动力热特性预估的误差进一步增大, 同时不同简化模型之间的差异也进一步增大; 飞行高度较高时, 模型之间的差异减小, 此时可采用简化模型进行计算以提高计算效率. 本文的研究结果可为飞行器热喷干扰流场数值模拟及喷流反作用控制系统设计提供参考. 相似文献
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当无验前信息可用时,本文导出了再入飞行器最大飞行距离的似然比检验统计量,由此构造出的置信区间优于由非中心t分布构造的对称截尾置信区间。最后,对两个常用的最大飞行距离的概率水平,0.95和0.99。以及对不同的子样数和置信水平,列出了构造这种似然比置信区间所需要的常系数,c1和c2的取值表。 相似文献