攻角
- 飛行攻角自適應(yīng)控制方法研究
到高空風(fēng)作用飛行攻角增大，并產(chǎn)生一定的控制擺角，箭體結(jié)構(gòu)需要承受攻角產(chǎn)生的氣動載荷和擺角產(chǎn)生的操縱載荷，如不對高空風(fēng)作用加以抑制，大風(fēng)區(qū)載荷超出設(shè)計(jì)邊界將危害飛行安全。目前中國運(yùn)載火箭使用的減載方案主要包括地面風(fēng)修程序設(shè)計(jì)和在線主動減載控制。風(fēng)修設(shè)計(jì)需要根據(jù)窗口預(yù)報(bào)風(fēng)對程序角進(jìn)行優(yōu)化以降低其飛行載荷，在線減載控制需要根據(jù)飛行過程中感知到的飛行攻角或攻角引起的動力學(xué)間接變化來反饋進(jìn)行減載控制。實(shí)時(shí)風(fēng)修正設(shè)計(jì)和基于加速度反饋的在線減載控制已經(jīng)廣泛應(yīng)用于國外大型
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2023年3期2023-09-27
- 基于變增益互補(bǔ)濾波的FADS/INS融合方法*
被認(rèn)為最有前景的攻角和側(cè)滑角等大氣數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)之一。近年來，F(xiàn)ADS相關(guān)研究主要集中在氣動模型和解算[2,3]、校準(zhǔn)[4]、FADS系統(tǒng)設(shè)計(jì)和測試[5]、故障檢測和容錯(cuò)[6]、誤差分析[7]等。目前,主要的研究集中于對解算過程進(jìn)行改進(jìn)[8]、與其他信號源信息融合[9～15]等方面。由于FADS在機(jī)動飛行時(shí)存在壓力測量延遲，而慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(inertial navigation system,INS)能夠快速響應(yīng)飛行器姿態(tài)變化，與FADS形成良好的互補(bǔ)，因此
傳感器與微系統(tǒng) 2022年12期2022-12-10
- 攻角和入射角對彈體侵徹混凝土薄靶彈道特性影響規(guī)律研究*
垂直入射，而是帶攻角和入射角的非正規(guī)斜侵徹狀態(tài)[1-2]，彈體著靶姿態(tài)惡劣，最大著角可達(dá)60°，易發(fā)生跳彈等彈道失穩(wěn)現(xiàn)象，對戰(zhàn)斗部結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、引信靈敏性、裝藥和火工品安定性帶來嚴(yán)重威脅[3]。彈體斜侵徹多層靶過程中的彈道特性直接影響其對多層建筑目標(biāo)的毀傷效果，彈靶遭遇條件、戰(zhàn)斗部結(jié)構(gòu)、靶體結(jié)構(gòu)及材料特性等對侵徹特性有顯著影響。因此研究戰(zhàn)斗部斜侵徹多層混凝土靶作用過程侵徹特性對于發(fā)展新概念鉆地武器具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。針對混凝土介質(zhì)的斜侵徹問題，當(dāng)
爆炸與沖擊 2022年11期2022-12-02
- 細(xì)長體亞跨聲速超大攻角復(fù)雜氣動特性研究
攻擊能力。采用大攻角和超大攻角飛行，最大限度利用空氣動力實(shí)現(xiàn)飛行器飛行軌跡和姿態(tài)變化是直接提高機(jī)動性和敏捷性的最優(yōu)手段，由此也帶來超大攻角流動分離問題，包括復(fù)雜的非定常旋渦、渦脫落、旋渦非對稱等流動現(xiàn)象，提高對超大攻角復(fù)雜非定常流動及其流動機(jī)理的認(rèn)識顯得尤為重要。早在20世紀(jì)50年代，對細(xì)長體（錐柱體）分離流動特性的探索就已經(jīng)開始。20世紀(jì)80年代以前，由于缺乏強(qiáng)大的計(jì)算軟件和先進(jìn)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，學(xué)者們關(guān)注點(diǎn)主要集中在附著流和穩(wěn)定分離區(qū)上。隨著技術(shù)的發(fā)展，
空天防御 2022年3期2022-09-29
- 帆船最小回轉(zhuǎn)直徑下風(fēng)帆攻角研究
)影響，還受風(fēng)帆攻角操縱策略的影響。回轉(zhuǎn)直徑是帆船回轉(zhuǎn)性能的重要因素，在定帆船情況下，研究風(fēng)帆攻角操縱策略對帆船回轉(zhuǎn)直徑的影響具有較高的應(yīng)用價(jià)值。在風(fēng)帆攻角對帆船回轉(zhuǎn)直徑的影響方面，國內(nèi)外均未進(jìn)行系統(tǒng)的研究。陳紀(jì)軍[1]建立四自由度船舶操縱運(yùn)動數(shù)學(xué)模型研究風(fēng)帆攻角對船舶回轉(zhuǎn)性能的影響；Masuyama等[2]基于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和水池實(shí)驗(yàn)結(jié)果，對古帆船不同舵深工況下?lián)岋L(fēng)回轉(zhuǎn)操縱進(jìn)行了仿真研究；王建華等[3]借助風(fēng)壓模擬裝置實(shí)現(xiàn)靜水中模擬有風(fēng)時(shí)風(fēng)帆助航船舶回轉(zhuǎn)性實(shí)驗(yàn)
計(jì)算機(jī)應(yīng)用與軟件 2022年8期2022-09-06
- 大跨懸索橋扁平箱梁氣動力展向相關(guān)性研究
扁平箱梁靜止而風(fēng)攻角變化和展向間距變化時(shí)，氣動三分力的相關(guān)性及模型上表面測點(diǎn)壓力與總氣動力的相關(guān)性。1 風(fēng)洞試驗(yàn)概況風(fēng)洞試驗(yàn)在石家莊鐵道大學(xué)風(fēng)工程研究中心高速試驗(yàn)段進(jìn)行，該流場可以滿足此次節(jié)段模型的試驗(yàn)要求。模型采用剛性桿與高速試驗(yàn)段連接，試驗(yàn)風(fēng)速為10m/s，由梁寬B得到的雷諾數(shù)為2.47×105，風(fēng)攻角范圍為-9°～9°，每3°為一個(gè)間隔。扁平箱梁節(jié)段模型由ABS板制作，采用1：50的縮尺比，具體尺寸：長2000mm，寬370mm，高64mm，沿著模型
低溫建筑技術(shù) 2022年5期2022-07-03
- 不同參數(shù)對翼型外流場力系數(shù)數(shù)值仿真的影響
和遠(yuǎn)場距離在不同攻角下對Cd和Cl數(shù)值仿真的影響，以期對翼型外流場的數(shù)值仿真研究有所借鑒。1 仿真基礎(chǔ)根據(jù)文獻(xiàn)[5-7]提供的自由來流條件和試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析不同參數(shù)對翼型外流場關(guān)鍵系數(shù)數(shù)值仿真的影響，分別采用Airfoil tools(UIUC Airfoil coordinates database)和NACA 4 digit airfoil generator設(shè)計(jì)了2種NACA0012二維翼型，翼型弦長L=1 m。根據(jù)Airfoil tools提供的132
- 導(dǎo)流罩水動力特性及其對海流能機(jī)組的作用
翼型導(dǎo)流增速與攻角、弦長、內(nèi)徑的關(guān)系控制翼型導(dǎo)流罩的最小直徑(頸處直徑)為20 cm，弦長為20 cm，改變攻角為8°，10°，13°，14°，15°，16°和20°，仿真研究增速性能以及分離點(diǎn)位置與攻角的關(guān)系，結(jié)果如表1所示?？刂埔硇蛯?dǎo)流罩最小直徑(頸處直徑)為20 cm，攻角為15°，改變弦長為20，40，60和80 cm，仿真研究增速性能以及分離點(diǎn)位置與弦長的關(guān)系，結(jié)果如表2所示?？刂埔硇蛯?dǎo)流罩的弦長為20 cm，攻角為15°，改變內(nèi)徑為5，10，
- 民用飛機(jī)攻角傳感器自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)研究
機(jī)進(jìn)入失速區(qū)域。攻角傳感器作為失速保護(hù)系統(tǒng)的重要組成設(shè)備，是發(fā)出告警信息以及主動作動信號的核心器件[1]。攻角傳感器是專門用于測量飛機(jī)迎角的設(shè)備，廣泛應(yīng)用于各種民用航空機(jī)型。攻角傳感器主要是由風(fēng)標(biāo)探頭組成。風(fēng)標(biāo)探頭置于機(jī)體外側(cè)，用于感知周圍氣流方向，測量出飛機(jī)的迎角，進(jìn)而將測出的模擬數(shù)據(jù)發(fā)送至失速保護(hù)計(jì)算機(jī)轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號，并可以把此信號輸出給儀表顯示，并觸發(fā)失速告警系統(tǒng)。當(dāng)實(shí)際迎角接近臨界迎角而使飛機(jī)有失速的危險(xiǎn)時(shí)，失速告警系統(tǒng)即發(fā)出各種形式的告警信號。在
機(jī)械制造與自動化 2021年4期2021-08-13
- 高墩橋梁施工期風(fēng)荷載數(shù)值模擬計(jì)算
數(shù)值。通過改變風(fēng)攻角和得到胭脂河橋梁周圍的風(fēng)場特性，并計(jì)算胭脂河橋主梁斷面靜力三分力系數(shù)。一、數(shù)值模擬（一）靜力三分力系數(shù)三分力無量綱化就是三分力系數(shù)。靜力三分力分為阻力、升力和靜力矩。體軸坐標(biāo)系下的三分力形式，如圖1所示。圖1是以橋梁主梁截?cái)嗝娼⒆鴺?biāo)系來定義風(fēng)荷載三分力，但是在橋梁節(jié)段風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，是按照風(fēng)的來流方向建立坐標(biāo)系。為了方便，需要將體軸下的靜力三分力系數(shù)轉(zhuǎn)換到風(fēng)軸之下，如圖2所示。圖1 體軸坐標(biāo)系下三分力圖2 風(fēng)軸坐標(biāo)系下三分力對比發(fā)現(xiàn)靜力矩
中國公路 2021年9期2021-06-27
- S1223翼型低雷諾數(shù)下分離泡及氣動特性
，分離泡的尺寸隨攻角的上升而減小，而在低雷諾數(shù)條件下（Re=1.3×105）情況相反。研究低雷諾數(shù)下翼型氣動特性，是減輕甚至解決低雷諾數(shù)下氣動特性惡化的基礎(chǔ)。國內(nèi)外學(xué)者對各種翼型低雷諾數(shù)下的氣動特性進(jìn)行了大量的研究。Koca等[5]運(yùn)用煙線法、熱線法以及應(yīng)變片測力法對NACA4412翼型展開了研究，發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)變化會引起上翼面層流分離泡形態(tài)的明顯改變，另外層流分離泡會隨著攻角的增大前移。Shen等[6]發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)翼型E387表面曲率梯度不連續(xù)導(dǎo)致了較大的層
空氣動力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年3期2021-06-24
- 汽車多攻角尾翼的空氣動力特性研究
基礎(chǔ)，對加裝固定攻角尾翼的階背式轎車和加裝多幾何攻角尾翼的階背式轎車周圍的流場進(jìn)行三維數(shù)值模擬，計(jì)算車身周圍的流場、阻力系數(shù)和升力系數(shù)。研究加裝普通尾翼以及加裝多幾何攻角尾翼對氣動力特性的影響。研究結(jié)果表明，安裝多幾何攻角尾翼的Mira模型，比安裝普通尾翼的Mira模型減少了阻力，增大了負(fù)升力。1 模型和網(wǎng)格1.1 模型本次模擬旨在研究汽車在加裝尾翼時(shí)汽車的空氣動力特性，采用國內(nèi)外常用的階背式Mira模型。計(jì)算域長L=37 485 mm、寬W=11 375
- 鎢合金彈侵徹運(yùn)動雙層靶板的數(shù)值模擬研究
模擬的方法研究了攻角對彈靶撞擊過程、靶板失效形式及彈體動能變化的影響，發(fā)現(xiàn)彈體攻角的增加導(dǎo)致靶板的損傷面積先增大后保持不變。吳廣等[7]模擬了截錐形彈丸侵徹雙層金屬靶板過程，認(rèn)為厚薄靶板的放置順序?qū)Π邪逭w的防護(hù)性能有很大的影響。鄒運(yùn)等[8]對鎢合金長桿彈斜侵徹運(yùn)動靶板進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明長桿彈初速度及長細(xì)比、靶板運(yùn)動方向及速度、靶板的傾角對彈體的侵徹能力都有很大的影響。可見，通過數(shù)值模擬的方法來研究鎢合金彈對運(yùn)動靶板的侵徹效能具有很大的優(yōu)勢，可以
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年10期2020-11-05
- 帶有攻角約束的吸氣式高超聲速飛行器反步法控制①
不啟動與飛行器的攻角有關(guān)。這就意味著在飛行過程中，對攻角的限制可有效的避免發(fā)動機(jī)的不啟動現(xiàn)象?；谕ㄟ^限制攻角來避免進(jìn)氣道不啟動的思想，F(xiàn)amularo等[22]在自適應(yīng)控制器的基礎(chǔ)上，增加了狀態(tài)限制機(jī)制，當(dāng)飛行器攻角超出邊界后，限制機(jī)制對控制器指令進(jìn)行修正，實(shí)現(xiàn)對攻角的限制。許斌等[23]在反步法控制中引入輸入受限濾波器來限制攻角虛擬指令，并利用障礙Lyapunov函數(shù)約束攻角與虛擬指令之間的誤差，從而達(dá)到攻角限制的目的。郝安等[24]在控制吸氣式高超聲
固體火箭技術(shù) 2020年4期2020-09-05
- 火箭橇試驗(yàn)戰(zhàn)斗部動態(tài)攻角交互式計(jì)算與驗(yàn)證*
戰(zhàn)斗部終點(diǎn)彈道的攻角大小直接影響其侵徹能力,例如,與0°攻角侵徹狀態(tài)相比,單一動能侵徹戰(zhàn)斗部攻角為3°時(shí),侵徹效應(yīng)降低約5%,當(dāng)攻角為9°時(shí),侵徹效應(yīng)降低約8.7%;對于隨進(jìn)侵徹戰(zhàn)斗部,初始攻角對其終點(diǎn)效應(yīng)影響相對更大,當(dāng)攻角為3°時(shí),侵徹效應(yīng)降低約7%,當(dāng)攻角為9°時(shí),侵徹效應(yīng)降低約30%,理論上撞擊靶標(biāo)時(shí)刻攻角越小越有利于侵徹效果[1]?；鸺猎囼?yàn)是導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)考核的一種重要地面動態(tài)試驗(yàn)與驗(yàn)證方法,該方法運(yùn)用高精度專用地面滑軌設(shè)施,通過固體火箭發(fā)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2020年2期2020-09-01
- 基于CSD/CFD舵面氣動力流固耦合仿真分析
真分析， 研究了攻角和馬赫數(shù)對舵面振動位移的影響。 研究表明， 舵面振動位移頻率受攻角和馬赫數(shù)的影響較小， 舵面振動位移幅值隨攻角和馬赫數(shù)的增大而增大， 并呈非線性關(guān)系。 低馬赫數(shù)范圍內(nèi)， 飛行速度的變化對舵面振動位移的影響更為明顯。 攻角為30°， 馬赫數(shù)為3時(shí)， 舵面振動位移曲線更趨向于等幅振動， 舵面趨向于顫振臨界狀態(tài)。關(guān)鍵詞：? ? ?空空導(dǎo)彈; 流固耦合; 攻角; 馬赫數(shù); 顫振; 舵面中圖分類號：? ? ? TJ765.4文獻(xiàn)標(biāo)識碼：? ? A
航空兵器 2020年2期2020-07-30
- 某型飛機(jī)攻角試飛校準(zhǔn)及誤差微調(diào)方法
?要：本文闡述了攻角傳感器測量誤差的成因和攻角試飛校準(zhǔn)的必要性;分析了批產(chǎn)飛機(jī)通過驗(yàn)證機(jī)攻角修正公式進(jìn)行校準(zhǔn)存在誤差的原因，通過理論分析及飛行試驗(yàn)，提出了針對批產(chǎn)飛機(jī)進(jìn)行攻角誤差微調(diào)的方法。關(guān)鍵詞：攻角;校準(zhǔn);試飛;微調(diào)1 緒論攻角是判斷飛機(jī)飛行性能和操控穩(wěn)定性的核心指標(biāo)，也是飛機(jī)失控、失速檢測的核心數(shù)據(jù)。攻角系統(tǒng)一方面能夠呈現(xiàn)出準(zhǔn)確的飛行攻角、失速攻角等重要信息，另一方面還可以鍵入攻角信號，為火控計(jì)算提供重要的幫助，使得武器投射更加準(zhǔn)確。攻角系統(tǒng)的內(nèi)部結(jié)
科技風(fēng) 2020年13期2020-05-03
- 攻角對平面擴(kuò)壓葉柵葉根流動影響的分析
角和出口背壓改變攻角和進(jìn)口馬赫數(shù)，葉片排沿周向給定周期性邊界，固體壁面設(shè)置為絕熱、無滑移邊界條件。2 不同攻角對平面擴(kuò)壓葉柵葉根流動的影響本文從泄漏流結(jié)構(gòu)、葉柵總壓損失、葉片載荷等角度分析不同進(jìn)口攻角下的葉根流動，設(shè)定進(jìn)口馬赫數(shù)Ma=0.1。為分析流體經(jīng)葉柵通道后的總壓損失情況，定義損失系數(shù)如下：圖4分別為-9°、-4°、0°、4°和9°攻角下經(jīng)過靜子容腔的泄漏流在葉柵通道內(nèi)的流動情況及S3截面總壓損失云圖，S3截面分別設(shè)置在25%、50%、75%、100
機(jī)械制造與自動化 2020年2期2020-04-24
- 港作拖船全回轉(zhuǎn)推進(jìn)器防護(hù)格柵設(shè)計(jì)
來流方向的夾角（攻角）進(jìn)行分析計(jì)算，將格柵對推進(jìn)器效率的影響等效為推進(jìn)器在流場中的總阻力變化，確定一組最合理的攻角，在提供最大防護(hù)性能的前提下，將格柵對推進(jìn)效率的影響降到最低。結(jié)果表明，當(dāng)內(nèi)、外環(huán)肋攻角分別取6.5°、10°時(shí)，阻力增加率較小，流場變化平穩(wěn)，符合設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，并能對推進(jìn)器進(jìn)行有效防護(hù)。關(guān)鍵詞： 全回轉(zhuǎn)推進(jìn)器; 防護(hù)格柵; 攻角; 阻力計(jì)算中圖分類號： U661.43 ? ?文獻(xiàn)標(biāo)志碼： AAbstract： The port tug pro
上海海事大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年1期2020-04-09
- 矩形小翼不同排列方式換熱特性研究
出換熱特性良好的攻角和排列方式,為矩形小翼在不同方式下的換熱特性的研究與技術(shù)的改良提供了一定量的數(shù)據(jù)參考。1 物理模型的建立與數(shù)據(jù)處理通過Gambit進(jìn)行物理模型的建立，采用Fluent數(shù)值模擬進(jìn)行計(jì)算，從而得到攻角對換熱性能的影響。研究過程中選擇順排、錯(cuò)排、V形排列三種排列方式，截取通道的不同截面來研究相應(yīng)的速度、溫度、壓力等云圖和流動軌跡圖，得出不同攻角下數(shù)據(jù)并作Nu-Re、f-Re、JF-Re折線圖研究討論，得到攻角對換熱性能的影響，并優(yōu)化攻角的換熱
工業(yè)加熱 2020年2期2020-04-08
- 風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器在超聲速飛行運(yùn)載火箭中的應(yīng)用研究
074)0 引言攻角作為一種重要的飛行參數(shù)，其高精度的測量顯得尤為必要[1-2]。20世紀(jì)60年代初期,國外就有成功運(yùn)用攻角傳感器測量攻角信息的報(bào)道[3]。攻角傳感器主要分為氣動式和機(jī)械式兩大類，氣動式是通過壓力信息解算飛行攻角，例如壓差比傳感器，而機(jī)械式則利用探頭轉(zhuǎn)動獲得飛行攻角，例如風(fēng)標(biāo)傳感器[4]。風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器主要由風(fēng)標(biāo)、轉(zhuǎn)軸以及角度變換器構(gòu)成。如果飛行器軸線相對于氣流的方向發(fā)生改變，則風(fēng)標(biāo)的楔形截面對稱線將不平行于氣流的方向，此時(shí)作用于風(fēng)標(biāo)上下
宇航總體技術(shù) 2019年5期2019-10-11
- 船體加筋板與均質(zhì)板結(jié)構(gòu)對反艦導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部穿甲性能影響的對比分析
均質(zhì)板;戰(zhàn)斗部;攻角;層間距中圖分類號：U663.6? ??? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：AAbstract： The effective way to improve the attack effect of anti-ship missiles on ships is to make anti-ship missiles explode in important cabins of ships after pene
廣東造船 2019年4期2019-09-24
- 具有攻角的鎢合金彈侵徹運(yùn)動靶板的數(shù)值模擬研究
靶時(shí)會存在一定的攻角。由于鎢合金彈的速度方向和彈軸方向不在一條直線，攻角的存在會影響鎢合金彈對靶板的侵徹效能[8-9]，特別是侵徹橫向速度較大的靶板目標(biāo)。因此需要研究攻角對鎢合金彈侵徹運(yùn)動靶板的侵徹效能的影響。本文利用非線性動力學(xué)分析軟件ANSYS/LS-DYNA，通過數(shù)值模擬的方法對鎢合金彈以不同攻角侵徹運(yùn)動目標(biāo)的過程進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了目標(biāo)靶板不同橫向速度下，鎢合金彈的攻角對其侵徹性能的影響。1 計(jì)算模型有限元計(jì)算模型由帶錐狀頭型的鎢合金彈和平板結(jié)構(gòu)的
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年7期2019-08-13
- 低碳金屬板對帶攻角侵徹彈體的動態(tài)響應(yīng)仿真分析
形彈體斜侵徹和帶攻角侵徹低碳金屬靶板，認(rèn)為彈體斜侵徹低碳金屬板時(shí)的侵徹能力比帶攻角侵徹時(shí)的侵徹能力差，且隨著斜侵徹角度增加，彈體侵徹能力急劇下降。研究結(jié)果為水面艦船結(jié)構(gòu)抗半穿甲彈侵徹設(shè)計(jì)提供思路，改變彈體姿態(tài)比改變彈體的攻角更有效。關(guān)鍵詞：低碳金屬板;半穿甲彈;侵徹;攻角;動態(tài)響應(yīng);彈體姿態(tài)中圖分類號：O385;TG113.2文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B文章編號：1006-0871（2019）02-0063-050?引?言半穿甲彈（如反艦導(dǎo)彈）是水面艦船最大的威脅，其主
計(jì)算機(jī)輔助工程 2019年2期2019-07-08
- 基于CATIA二次開發(fā)的汽車雨刮器軸線優(yōu)化設(shè)計(jì)
TIA二次開發(fā);攻角;雨刮擺軸軸線1 引言在汽車雨刮器設(shè)計(jì)中有一項(xiàng)非常重要的工作是確定雨刮器輸出軸軸線角度。輸出軸角度直接影響雨刮片在玻璃上的攻角分布情況，而攻角分布是影響雨刮片刮刷質(zhì)量的關(guān)鍵性因素，同時(shí)如果兩根軸線設(shè)計(jì)不當(dāng)，還會影響后期雨刮器四連桿機(jī)構(gòu)的布置。以往軸線角度采取的是手工調(diào)整來尋找，效率低下，同時(shí)往往找到的軸線并非最優(yōu)解，影響到后期的開發(fā)工作，甚至?xí)?dǎo)致整個(gè)雨刮器重新進(jìn)行設(shè)計(jì)。本文介紹了一種雨刮器軸線的優(yōu)化方法，并利用CATIA二次開發(fā)技術(shù)快
時(shí)代汽車 2019年4期2019-06-11
- 攻角對螺旋槳非定常特性的影響分析
于螺旋槳所受氣流攻角的連續(xù)變化,詳細(xì)分析了螺旋槳的非定常變化規(guī)律,以期為螺旋槳飛機(jī)的設(shè)計(jì)提供參考。1 計(jì)算模型和網(wǎng)格生成1.1 計(jì)算模型本文所用的計(jì)算模型是一個(gè)“螺旋槳+短艙”構(gòu)型,槳平面直徑D=0.5 m,如圖1所示。圖1 螺旋槳幾何模型1.2 網(wǎng)格劃分圖2為短艙對稱平面上的網(wǎng)格分布。圖2 短艙對稱平面網(wǎng)格分布將整個(gè)計(jì)算域劃分為靜止域和旋轉(zhuǎn)域,兩個(gè)區(qū)域之間的數(shù)據(jù)交換采用滑移網(wǎng)格技術(shù)來實(shí)現(xiàn)。對計(jì)算域進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分時(shí),為保持兩片槳葉周圍網(wǎng)格的一致性,應(yīng)先
上海電力大學(xué)學(xué)報(bào) 2019年1期2019-03-05
- 超聲速進(jìn)氣道起動性能影響因素研究
究來流馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對進(jìn)氣道起動性能的影響， 對進(jìn)氣道轉(zhuǎn)級過程進(jìn)行了動態(tài)過程仿真。 結(jié)果表明， 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 進(jìn)氣道流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢相反， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)， 拓寬進(jìn)氣道的工作包線； 隨著側(cè)滑角的增大， 背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道起動性能及抗反壓性能下降； 轉(zhuǎn)級過程中， 背風(fēng)側(cè)超臨界裕度明顯小于迎風(fēng)側(cè)， 研制過程中， 應(yīng)按照背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行超臨界裕度設(shè)計(jì)。關(guān)鍵詞： 進(jìn)氣道； 起動性能； 馬赫數(shù)； 攻角； 側(cè)滑角； 動態(tài)過程； 沖壓
航空兵器 2018年4期2018-11-26
- 雷諾數(shù)對氣動彈片改善失速特性影響的數(shù)值研究
能效率[5]。當(dāng)攻角增大時(shí)，翼型繞流表面曲率上升，形成的逆壓梯度增加，使流動分離程度加重，翼型氣動效率逐漸降低，并且流場參數(shù)波動惡化容易加劇葉片結(jié)構(gòu)疲勞[4]，故研究改善大攻角下流動分離的方法具有重要意義。國內(nèi)外學(xué)者采用多種途徑對翼型進(jìn)行改良，以降低流動分離對整個(gè)流場的影響。郝文星等[6]通過對柔性尾緣襟翼進(jìn)行參數(shù)化建模，實(shí)現(xiàn)了對柔性尾緣襟翼的變形與控制。張磊等[7]將渦流發(fā)生器置于距葉片前緣20%弦長處，采用S-A湍流模型對大攻角下原始翼型與渦流發(fā)生器翼
動力工程學(xué)報(bào) 2018年10期2018-10-26
- 基于攻角修正系數(shù)的落點(diǎn)預(yù)測方法
需測量彈丸姿態(tài)，攻角僅用角運(yùn)動方程的解析解直接算出，加之彈道修正過程中攻角變化劇烈，因此解算精度不高，影響落點(diǎn)預(yù)測精度。針對四自由度模型中攻角解算精度不高引起落點(diǎn)預(yù)測精度低的問題，本文提出了基于攻角修正系數(shù)的落點(diǎn)預(yù)測方法。1 攻角對落點(diǎn)預(yù)測精度的影響以155 mm底凹彈為平臺，初速930 m/s，射角51°，采用雙旋彈道模型和四自由度彈道模型解算彈道，兩種模型解算的彈丸攻角隨時(shí)間變化見圖1，同一時(shí)刻攻角的比值即攻角修正系數(shù)見圖2。圖1 彈丸攻角Fig.1
探測與控制學(xué)報(bào) 2018年4期2018-09-11
- 一種新型前雨刮輸出軸設(shè)計(jì)及仿真
雨刮片與前風(fēng)擋的攻角變化比較大，雨刮片刮水時(shí)經(jīng)常出現(xiàn)噪聲，影響駕駛員的駕駛感受和乘客的乘坐舒適性。文中介紹的新型前雨刮輸出軸可以減小雨刮片與前風(fēng)擋的攻角變化，減小雨刮片刮水時(shí)產(chǎn)生的噪聲。1 傳統(tǒng)雨刮系統(tǒng)介紹1.1 零部件組成傳統(tǒng)前雨刮由副駕駛側(cè)刮片1、副駕駛側(cè)刮桿2、駕駛側(cè)刮片3、駕駛側(cè)刮桿4、駕駛側(cè)搖臂5、電機(jī)及四連桿機(jī)構(gòu)6、駕駛側(cè)輸出軸7、副駕駛側(cè)搖臂8、副駕駛側(cè)輸出軸9組成，如圖1所示。圖1 傳統(tǒng)前雨刮系統(tǒng)結(jié)構(gòu)1.2 前雨刮刮水原理前雨刮系統(tǒng)由電機(jī)及
汽車零部件 2018年8期2018-09-06
- 不同攻角下扁平箱梁顫振機(jī)理
谷風(fēng)的作用下,風(fēng)攻角往往大于3°[1-4],而在臺風(fēng)作用下,平均風(fēng)攻角甚至可以達(dá)到7°[5].朱樂東等[6]通過研究附加風(fēng)攻角對扁平箱梁顫振的影響指出,在3°攻角下,即使10%的攻角增量也會引起顫振風(fēng)速的顯著變化;張宏杰等[7]開展了附加風(fēng)攻角對1 400 m斜拉橋顫振分析,指出了附加攻角對顫振風(fēng)速有較大影響;歐陽克儉等[8]開展了類似計(jì)算,也指出了附加攻角對顫振的影響;熊龍等[9]詳細(xì)研究附加風(fēng)攻角對千米級懸索橋的影響,指出附加風(fēng)攻角會降低橋梁的顫振臨界
西南交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年4期2018-07-12
- 基于光滑攻角剖面的高超聲速滑翔飛行器下降段軌跡設(shè)計(jì)
飛行器，一般采用攻角、傾側(cè)角作為控制變量，通過設(shè)計(jì)兩者在再入過程中隨時(shí)間、速度、高度的變化規(guī)律來滿足過程、終端狀態(tài)約束，同時(shí)達(dá)到某一性能指標(biāo)最優(yōu)。目前，離線進(jìn)行優(yōu)化的偽譜法是較為成熟的再入體軌跡設(shè)計(jì)方法。偽譜法通過在整條軌跡的配點(diǎn)處離散，將再入動力學(xué)微分方程轉(zhuǎn)化為代數(shù)方程，最后采用序列二次規(guī)劃（Sequential Quadratic Programming，SQP）等方法求解非線性規(guī)劃問題。其在單機(jī)上進(jìn)行一次軌跡設(shè)計(jì)的計(jì)算時(shí)間較長，一般用于離線生成標(biāo)稱軌
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2018年3期2018-07-06
- 不同攻角條件下高超聲速飛行器前體氣動熱技術(shù)研究
法，計(jì)算了在不同攻角下球錐體的表面溫度以及錐體母線上的最大溫度和最小溫度，顯著提高了計(jì)算效率。關(guān)鍵詞：高超聲速;前體;氣動熱;攻角;CFD/CTD中圖分類號：TJ760;V249.1文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1673-5048（2018）06-0055-05[SQ0]0引言飛行器以高超聲速飛行時(shí)，由于大氣存在阻力和粘性作用，氣流和飛行器表面邊界層產(chǎn)生強(qiáng)烈摩擦，將氣體的動能變?yōu)闊崃?，造成壁面溫度升高，引起氣動加熱[1];同時(shí)高溫?zé)崃鞑粩嘞蝻w行器內(nèi)部壁面?zhèn)鳠?，?/div>
航空兵器 2018年6期2018-02-26
- 尾緣彎折角對寬攻角范圍渦輪葉片氣動性能影響的數(shù)值研究
采用固定幾何的寬攻角適應(yīng)性渦輪是最具有可行性的技術(shù)方向。寬攻角適應(yīng)性渦輪葉型在進(jìn)氣攻角變化較大的范圍內(nèi)工作性能良好，為設(shè)計(jì)氣動損失小、低損失工作范圍寬的渦輪葉型，采用葉型參數(shù)化研究以得到寬攻角適應(yīng)性葉型[1-2]。從近年公開發(fā)表的文獻(xiàn)而言，國內(nèi)外對于寬攻角適應(yīng)性葉型研究還處于探索階段，而且對于寬攻角范圍內(nèi)葉型參數(shù)變化對氣動性能影響的研究不多。Moustapha[3]提出前緣幾何參數(shù)、流道收斂性都會影響攻角損失。Mark Sucjezky等人[4]提出葉型前裝備制造技術(shù) 2018年12期2018-02-26
- 環(huán)境溫度對導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時(shí)機(jī)的影響及控制策略*
火時(shí)刻對導(dǎo)彈飛行攻角的嚴(yán)格限制，提出了攻角點(diǎn)火窗口的概念；以助推器在低溫、常溫和高溫下的推力數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，分別計(jì)算了導(dǎo)彈飛行攻角進(jìn)入攻角點(diǎn)火窗口的時(shí)刻，并對時(shí)刻差異進(jìn)行動力學(xué)分析；為消除環(huán)境溫度變化對點(diǎn)火指令發(fā)出時(shí)機(jī)的影響，引入偽攻角信號，設(shè)計(jì)攻角控制律。半實(shí)物仿真結(jié)果表明，該控制方法能有效消除環(huán)境溫度變化對導(dǎo)彈飛行攻角進(jìn)入攻角點(diǎn)火窗口時(shí)刻的影響，且能夠使導(dǎo)彈攻角在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火過程中保持穩(wěn)定，具有一定的工程實(shí)用價(jià)值。埋入式進(jìn)氣道，偽攻角，攻角點(diǎn)火窗口，環(huán)境溫度火力與指揮控制 2017年11期2017-12-19
- 攻角對半穿甲戰(zhàn)斗部侵徹航母雙層靶板的效應(yīng)研究
710025)攻角對半穿甲戰(zhàn)斗部侵徹航母雙層靶板的效應(yīng)研究董三強(qiáng)，蔡星會，王國亮，唐 崛(火箭軍工程大學(xué)，陜西 西安 710025)采用數(shù)值仿真方法，建立半穿甲戰(zhàn)斗部對航母雙層板侵徹效應(yīng)的數(shù)值仿真計(jì)算模型，并計(jì)算戰(zhàn)斗部以6種不同攻角侵徹目標(biāo)的動態(tài)響應(yīng)過程。結(jié)果表明，攻角對戰(zhàn)斗部侵徹航母雙層靶的能力有顯著影響。隨著初始攻角增加，戰(zhàn)斗部的靶后余速下降，當(dāng)初始攻角為20°和25°時(shí)，戰(zhàn)斗部未能穿透航母的吊艙甲板。戰(zhàn)斗部撞擊吊艙甲板的攻角相對于初始攻角均有所增加艦船科學(xué)技術(shù) 2017年11期2017-11-27
- 攻角對火星降落傘拉直過程的影響分析
100094）攻角對火星降落傘拉直過程的影響分析魯媛媛 榮偉 吳世通（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）為了研究火星探測器減速著陸系統(tǒng)降落傘開傘前進(jìn)入艙攻角的大小對傘拉直過程的影響，設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制措施，文章以“海盜號”火星探測器為研究對象，建立了基于質(zhì)量阻尼彈簧模型的降落傘拉直過程動力學(xué)模型，研究了進(jìn)入艙不同攻角下降落傘的拉直過程，重點(diǎn)研究了攻角與“繩帆”現(xiàn)象之間的關(guān)系。結(jié)果表明，火星環(huán)境下開傘前進(jìn)入艙攻角越大，拉直過程中的“繩帆”現(xiàn)象越嚴(yán)重。因此航天返回與遙感 2017年3期2017-08-01
- 著靶姿態(tài)對半穿甲戰(zhàn)斗部穿甲過程的影響
著靶時(shí)不同著角和攻角對穿甲過程的影響進(jìn)行研究，進(jìn)行了在著靶速度為2 Ma，靶厚為50 mm，著角、攻角分別為0°、10°、20°條件下的侵徹?cái)?shù)值模擬。仿真結(jié)果證明，著靶時(shí)著角、攻角均對穿甲過程產(chǎn)生影響，且攻角的影響更大。半穿甲戰(zhàn)斗部;攻角;著角半穿甲反艦導(dǎo)彈是現(xiàn)代海戰(zhàn)中的主要武器，依靠自身動能、戰(zhàn)斗部殼體的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和引信的延遲作用，穿透目標(biāo)以后爆炸，形成沖擊波、破片殺傷、燃燒等二次毀傷效應(yīng)[1]。在半穿甲戰(zhàn)斗部實(shí)際的作戰(zhàn)條件下，由于導(dǎo)彈總體需求或飛行控制等兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2017年4期2017-04-28
- 寬廣攻角范圍內(nèi)不同加載形式渦輪氣動性能研究
0077)?寬廣攻角范圍內(nèi)不同加載形式渦輪氣動性能研究白濤(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院， 西安710077)摘要：攻角和負(fù)荷分布形式的變化必然會導(dǎo)致渦輪葉片邊界層結(jié)構(gòu)的改變，從而影響渦輪的損失特性。本文通過設(shè)計(jì)負(fù)荷能力相同而負(fù)荷分布形式不同的3種葉型分析在寬廣的攻角范圍內(nèi)，負(fù)荷分布對渦輪葉型邊界層發(fā)展的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明：前加載和均勻加載葉型在寬廣的攻角范圍內(nèi)表現(xiàn)較低的損失特性，尤其是在負(fù)攻角范圍內(nèi)；后加載葉型的設(shè)計(jì)使得邊界層提前轉(zhuǎn)捩，氣動損失較大。關(guān)鍵兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2016年7期2016-08-10
- 多線陣光電立靶彈丸攻角測量*
線陣光電立靶彈丸攻角測量*魯成剛1.2，王延杰1，姚志軍1，張雷1,2，樊博1,2(1.中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，吉林 長春 130033；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049)摘要:基于立靶坐標(biāo)交匯測量原理，介紹了傳統(tǒng)單線陣CCD立靶系統(tǒng)，并對單線陣CCD立靶系統(tǒng)中彈丸攻角測量方法進(jìn)行了分析，指出了其中存在的掃描幀頻不足和彈頭、彈尾著靶點(diǎn)距離誤差的問題。在此基礎(chǔ)上，提出了一種新的多陣列光電立靶測量系統(tǒng)的布設(shè)方法，利用6個(gè)交匯列圖像在空間傳感器與微系統(tǒng) 2016年5期2016-06-24
- 非零攻角下空心彈阻力特性研究①
10094)非零攻角下空心彈阻力特性研究①張 浩,聞 泉,王雨時(shí),張志彪(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)為了研究攻角對空心彈阻力特性的影響,應(yīng)用Fluent軟件仿真3種典型空心彈結(jié)構(gòu)方案空氣動力流場,分析攻角對空心彈流場構(gòu)型的影響,得到了不同馬赫數(shù)、不同攻角下的阻力系數(shù)。結(jié)果表明:外錐形空心彈在16°攻角以內(nèi)均未發(fā)生阻塞;混合錐形空心彈和內(nèi)錐形空心彈臨界阻塞速度隨著攻角增大而變大,當(dāng)攻角大于8°時(shí),臨界阻塞速度急劇增大。內(nèi)錐形空心彈結(jié)構(gòu)方案彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2016年6期2016-04-17
- 一種基于坐標(biāo)系級聯(lián)的攻角探測方法
基于坐標(biāo)系級聯(lián)的攻角探測方法徐 云，朱欣華，蘇 巖（南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094）攻角作為描述彈體飛行狀態(tài)的重要參數(shù)，是外彈道測試的重要內(nèi)容之一。針對制導(dǎo)炮彈空中飛行時(shí)直接探測彈丸攻角相對較為困難的問題，提出了一種基于坐標(biāo)系級聯(lián)的彈丸攻角探測方法。該方法以彈用MINS/GNSS組合導(dǎo)航參數(shù)的輸出為基礎(chǔ)，建立了彈丸攻角的探測模型，采用坐標(biāo)系級聯(lián)的方式實(shí)現(xiàn)了彈丸攻角的最優(yōu)估計(jì)。某型精確制導(dǎo)炮彈的數(shù)值仿真結(jié)果表明：采用本文提出的攻角探測方法得到中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào) 2016年2期2016-04-13
- 基于Fluent的彈體氣動特性計(jì)算與分析
某型號彈體在不同攻角和來流馬赫數(shù)的工況下的氣動特性。湍流模型采用FLUENT中的單方程模型解決壁面限制的流動問題。通過建立幾何模型、劃分計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格、設(shè)置FLUENT中相關(guān)參數(shù)并進(jìn)行多次迭代直到收斂，得到彈體對應(yīng)工況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，對仿真結(jié)果進(jìn)行分析。結(jié)果表明，采用FLUENT仿真的方式能夠較快地得到彈體的氣動參數(shù)，為彈道設(shè)計(jì)提供依據(jù)。關(guān)鍵詞：攻角；馬赫數(shù)；升力系數(shù)；阻力系數(shù)；俯仰力矩系數(shù)；氣動特性Citation format:WU兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2016年2期2016-04-11
- 風(fēng)干擾引起的飛行器附加攻角和附加側(cè)滑角計(jì)算方法
引起的飛行器附加攻角和附加側(cè)滑角計(jì)算方法李爭學(xué)1，賀元軍2，張廣春1，李杰奇1，張 永1（1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 中國載人航天工程辦公室，北京，100720）研究了標(biāo)稱無側(cè)滑飛行基礎(chǔ)上受到水平風(fēng)干擾時(shí)的飛行器附加攻角和附加側(cè)滑角計(jì)算方法，完善了導(dǎo)彈與運(yùn)載領(lǐng)域長期、廣泛使用的傳統(tǒng)的簡化計(jì)算公式，修正了最大附加攻角和附加側(cè)滑角出現(xiàn)條件的工程經(jīng)驗(yàn)。提出了標(biāo)稱無側(cè)滑飛行基礎(chǔ)上受到水平風(fēng)干擾時(shí)的飛行器附加攻角和附加側(cè)滑角計(jì)導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年5期2016-04-10
- 視頻制導(dǎo)炮彈下滑段攻角及其對制導(dǎo)修正的影響研究
頻制導(dǎo)炮彈下滑段攻角及其對制導(dǎo)修正的影響研究侯明1，戴學(xué)謙2，畢嗣民1（1.海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東 青島 266000；2.92635部隊(duì)，山東 青島 266000）建立了視頻制導(dǎo)炮彈六自由度彈道模型，分析了在慣性下滑段攻角對視頻制導(dǎo)炮彈制導(dǎo)修正的影響，以MATLAB為平臺，在某射擊條件下對慣性制導(dǎo)下滑段彈道進(jìn)行了仿真計(jì)算，獲取了攻角的變化規(guī)律，以及攻角對制導(dǎo)修正在距離和方向上造成的誤差，提出了通過修正平衡攻角的方法來減小攻角誤差，為提高視頻制導(dǎo)炮中國設(shè)備工程 2016年18期2016-03-06
- 襟翼翼型位置對氣動性能的影響研究
得到了襟翼擺角與攻角的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)了襟翼翼型在靜態(tài)條件下由擺角引起的攻角遷移現(xiàn)象，并解釋了該現(xiàn)象的流動機(jī)理.計(jì)算了7種不同擺角襟翼在不同攻角下的氣動性能，得到了襟翼擺角導(dǎo)致的翼型尾跡流場變化情況，并與實(shí)驗(yàn)值及Xfoil軟件計(jì)算值對比以驗(yàn)證計(jì)算的準(zhǔn)確性.結(jié)果表明，隨襟翼擺角增大，有效攻角范圍減小，翼型攻角產(chǎn)生遷移，受力亦發(fā)生變化.結(jié)果為進(jìn)一步開展襟翼翼型的擺角控制策略研究提供了參考.關(guān)鍵詞：數(shù)值模擬； 襟翼； 翼型； 攻角中圖分類號： TK 89 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：能源研究與信息 2015年4期2016-02-03
- 基于SST湍流模型的圓盤空化器超空泡特性仿真分析
了不同空化數(shù)下無攻角圓盤空化器的超空泡形態(tài)特性和阻力特性，并與經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行比較，二者具有良好的一致性。最后，對帶攻角圓盤空化器進(jìn)行了仿真，分析了攻角對超空泡形態(tài)特性和流體動力特性的影響。研究表明空化數(shù)和攻角都對超空泡的主要尺寸有影響，而攻角還會對超空泡的對稱性和回射流現(xiàn)象產(chǎn)生顯著的影響，此外攻角對圓盤空化器的流體動力特性也有比較大的影響，尤其是對升力系數(shù)有著直接的影響。研究結(jié)果為圓盤空化器在水下航行體上的應(yīng)用提供了參考。關(guān)鍵詞:SST湍流模型;超空泡形態(tài);西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年2期2016-01-19
- 不同攻角對實(shí)船爆炸試驗(yàn)沖擊響應(yīng)影響研究
值法對艦艇在不同攻角狀態(tài)下的實(shí)船爆炸試驗(yàn)沖擊響應(yīng)進(jìn)行了對比分析。對比結(jié)果表明，在相同沖擊因子的作用下，不同攻角對試艦的Mises應(yīng)力和沖擊加速度幅值有一定的影響，但不影響加速度等的沖擊響應(yīng)衰減規(guī)律。關(guān)鍵詞：爆源；爆炸試驗(yàn)；攻角；沖擊響應(yīng)中圖分類號：U661.4 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2016.02.017艦艇抗水下爆炸沖擊能力研究是艦艇生命力研究中的重要內(nèi)容之一，世界各國均十分重視。美國海軍對艦艇抗沖擊制定了嚴(yán)科技與創(chuàng)新 2016年2期2016-01-19
- 風(fēng)機(jī)翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究
界層；數(shù)值模擬；攻角1.1 研究背景及意義風(fēng)機(jī)是一種裝有多個(gè)葉片的通過軸旋轉(zhuǎn)推動氣流的機(jī)械。葉片將施加于軸上旋轉(zhuǎn)的機(jī)械能，轉(zhuǎn)變?yōu)橥苿託怏w流動的壓力，從而實(shí)現(xiàn)氣體的流動。風(fēng)機(jī)廣泛應(yīng)用于發(fā)電廠、鍋爐和工業(yè)爐窯的通風(fēng)和引風(fēng)，礦井、隧道、冷卻塔、車輛、船舶和建筑物的通風(fēng)、排塵和冷卻等[1]。尤其是在電站，隨著機(jī)組向大容量、高轉(zhuǎn)速、高效率、自動化方向的發(fā)展，電站也對風(fēng)機(jī)的安全可靠性提出了越來越高的要求，鍋爐風(fēng)機(jī)在運(yùn)行中常發(fā)生燒壞電機(jī)、竄軸、葉輪飛車、軸承損壞等事故，建筑工程技術(shù)與設(shè)計(jì) 2015年5期2015-10-21
- 附加攻角效應(yīng)對顫振穩(wěn)定性能影響
10082)附加攻角效應(yīng)對顫振穩(wěn)定性能影響歐陽克儉1，陳政清2(1.國網(wǎng)湖南省電力公司電力科學(xué)研究院，長沙 410007;2.湖南大學(xué)風(fēng)工程研究中心，長沙 410082)用強(qiáng)迫振動裝置識別攻角從－3°～+4°細(xì)化步長變化為1°的洞庭湖二橋主梁斷面氣動導(dǎo)數(shù);將該氣動導(dǎo)數(shù)擬合成折減風(fēng)速、攻角的三維曲面，只需獲取某一有效攻角的具體數(shù)值即可自動求得所有氣動導(dǎo)數(shù)值。通過在ANSYS中的三維TABLE表存儲各攻角的氣動導(dǎo)數(shù)，自動計(jì)入附加攻角對顫振穩(wěn)定性影響。全模態(tài)顫振振動與沖擊 2015年2期2015-05-16
- 民用飛機(jī)攻角傳感器安裝定位研究
210)民用飛機(jī)攻角傳感器安裝定位研究趙克良1，2，周 峰2，*，張 淼2(1.南京航空航天大學(xué)，江蘇南京 210016;2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)對民用飛機(jī)風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器安裝定位進(jìn)行了研究。根據(jù)相關(guān)條例中攻角傳感器安裝使用的要求，提出了側(cè)滑敏感性分析方法和攻角校線分析方法。利用數(shù)值模擬方法對傳統(tǒng)機(jī)頭和“流線型機(jī)頭+翼身組合體”構(gòu)型進(jìn)行氣動計(jì)算，通過側(cè)滑敏感性分析方法和攻角校線分析方法，對攻角傳感器的安裝位置規(guī)律進(jìn)行分析，最終在兩種機(jī)頭空氣動力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 小攻角對后掠機(jī)翼邊界層穩(wěn)定性及轉(zhuǎn)捩的影響
主要因素［3］.攻角是指機(jī)翼翼弦與自由來流方向的夾角，是機(jī)翼產(chǎn)生升力的主要因素之一，一般不為零.因此，有攻角的后掠翼成為人們的研究熱點(diǎn).在國外，Boltz等［4］在低湍流風(fēng)洞中對后掠機(jī)翼邊界層進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)隨著攻角的減小，同一位置出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩所需的雷諾數(shù)逐漸增大，轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生在機(jī)翼的迎風(fēng)面.Haynes［5］采用非線性拋物化方程(NPSE)研究了橫流渦的非線性特性和擾動幅值飽和特性，發(fā)現(xiàn)在小攻角下，橫流擾動波的流向增長范圍隨著攻角的增加幾乎呈線性增長.Dag北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年11期2015-03-19
- 考慮艦面縱搖的艦載機(jī)彈射起飛動力學(xué)分析
的速度、下沉量和攻角等.為保證飛行安全，需要確定安全彈射起飛的縱搖初始相位角的范圍.關(guān)鍵詞：艦載機(jī)； 彈射起飛； 縱搖； 相位角； 下沉量； 攻角中圖分類號： V271.492；U674.771文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B0 引 言艦載機(jī)彈射起飛指通過彈射器的牽引力，使艦載機(jī)加速滑跑，在較短時(shí)間內(nèi)達(dá)到較大的離艦速度，從而在長度有限的航空母艦甲板上離艦起飛.艦載機(jī)彈射起飛過程是典型、復(fù)雜的多體系統(tǒng)動力學(xué)問題，需要考慮艦面搖蕩對彈射起飛的影響.艦面搖蕩分為艦面垂蕩、艦面縱搖計(jì)算機(jī)輔助工程 2014年2期2014-07-21
- 初始攻角對鉆地彈斜侵徹土壤影響的數(shù)值模擬
時(shí)，通過改變初始攻角大小(取初始攻角為5°，8°，12°)，建立侵徹模型，進(jìn)行數(shù)值模擬，總結(jié)出初始攻角對鉆地彈斜侵徹土壤運(yùn)動軌跡和規(guī)律的影響。1 建立模型采用ANSYS 前處理程序建立模型?；締挝蝗閏m－g－μs，彈體及靶板均采用SOLID164 實(shí)體單元。土壤靶體均勻，由于斜侵徹土壤靶板為對稱問題，為減少有限元單元劃分?jǐn)?shù)量，節(jié)約求解時(shí)間，利用無反射邊界條件建立二分之一模型進(jìn)行計(jì)算。彈體與土壤靶板網(wǎng)格單元均采用Lagrange 算法，用三維實(shí)體單元劃分機(jī)械制造與自動化 2014年5期2014-04-01
- 亞軌道飛行器發(fā)動機(jī)故障下飛行程序設(shè)計(jì)方法
提出了基于正指數(shù)攻角的發(fā)動機(jī)故障下飛行程序設(shè)計(jì)方法,給出了不同故障時(shí)刻的仿真結(jié)果,并與正常飛行情況進(jìn)行了比較。仿真結(jié)果表明,對于不同故障時(shí)刻,該方法均能夠在滿足彎矩約束、攻角限制的情況下使得故障飛行器安全到達(dá)預(yù)定高度,為后續(xù)應(yīng)急返回機(jī)動飛行提供有利的飛行條件。亞軌道飛行器; 發(fā)動機(jī)故障; 飛行程序設(shè)計(jì)0 引言亞軌道飛行器(SRLV)是一種在亞軌道空間作業(yè)、可重復(fù)使用的多用途跨大氣層飛行器,可以適應(yīng)多樣化任務(wù)需求,具有廣泛的應(yīng)用前景[1]。亞軌道飛行器上升段飛行力學(xué) 2013年4期2013-11-04
- 運(yùn)載火箭飛行減載控制技術(shù)
的是通過減小氣流攻角，降低作用在箭體上的氣動載荷，從而提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的可靠性，也有降低結(jié)構(gòu)重量、提高運(yùn)載能力的效果。在各種減載技術(shù)中，被動的彈道修正法被普遍應(yīng)用于運(yùn)載火箭，但設(shè)計(jì)人員一直在尋求主動的減載技術(shù)，通過對橫法向過載的直接控制，或估算出氣流攻角進(jìn)行控制，以提高火箭的適應(yīng)能力。本文結(jié)合已有的測量數(shù)據(jù)，對上述各種技術(shù)的原理以及效果進(jìn)行分析?？梢灶A(yù)見的是，隨著參數(shù)精度的提高帶動主動減載技術(shù)的應(yīng)用，將能進(jìn)一步提升長征系列運(yùn)載火箭的競爭力。 關(guān)鍵詞 運(yùn)載火箭；航天控制 2013年5期2013-08-16
- 攻角影響戰(zhàn)斗部侵徹效應(yīng)數(shù)值模擬分析*
－5］，對有初始攻角時(shí)侵徹效應(yīng)的研究還不夠系統(tǒng)和深入［6－7］。然而，由于導(dǎo)彈制導(dǎo)的調(diào)姿作用，以及彈體飛行的不穩(wěn)定性，戰(zhàn)斗部在侵徹目標(biāo)時(shí)彈軸與速度方向V通常都存在如圖1所示的夾角（即初始攻角），這是單一動能戰(zhàn)斗部和隨進(jìn)戰(zhàn)斗部工程設(shè)計(jì)時(shí)必須要分析和解決的問題。文中利用LS-DYNA 3D有限元程序，分析了初始攻角對戰(zhàn)斗部侵徹效應(yīng)的影響。1 數(shù)值模擬方法戰(zhàn)斗部侵徹混凝土的二分之一仿真模型如圖2所示，其中圖2（a）用于模擬和分析初始攻角對單一動能戰(zhàn)斗部侵徹效應(yīng)的彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2012年6期2012-09-20
- 不同攻角下投棄式海流剖面儀流體動力特性研究
00112）不同攻角下投棄式海流剖面儀流體動力特性研究張 瑞1，陳文義1，劉 寧2，陶金亮1，張曼曼1（1.河北工業(yè)大學(xué) 過程裝備與控制工程系，天津 300130;2.國家海洋技術(shù)中心，天津 300112）對投棄式海流剖面儀（eXpendable Current Profiler，XCP）不同攻角下流體動力特性進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了XCP探頭流場壓力分布與運(yùn)動趨勢的關(guān)系。研究了不同攻角下XCP探頭阻力系數(shù)和升力系數(shù)的變化規(guī)律。研究表明，攻角能夠明顯改變流場的海洋技術(shù)學(xué)報(bào) 2011年1期2011-09-24
- 攻角變化對超音速進(jìn)氣道再起動特性的影響①
。文獻(xiàn)［10］對攻角引起的高超音速進(jìn)氣道不起動/再起動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，分析了不起動/再起動過程中進(jìn)氣道性能參數(shù)隨來流攻角的變化規(guī)律，并對進(jìn)氣道再起動條件進(jìn)行了討論。文獻(xiàn)［11］針對攻角動態(tài)對二元高超音速進(jìn)氣道氣動特性的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。文獻(xiàn)［12］針對攻角動態(tài)變化對側(cè)壓式進(jìn)氣道起動特性的影響進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了來流攻角變化頻率等因素對進(jìn)氣道性能和起動特性的影響。但是，上述研究大都集中在穩(wěn)態(tài)工況下，針對非穩(wěn)態(tài)工況下的研究相對較少，對攻角變化引固體火箭技術(shù) 2011年3期2011-03-13
- 尾緣彎折角對寬攻角范圍渦輪葉片氣動性能影響的數(shù)值研究