搜索结果: 1-15 共查到“兵器科学与技术 气动力”相关记录17条 . 查询时间(0.128 秒)
提出了本征正交分解法方法建立叶片气动力降阶模型，快速分析叶片气动特性。采用计算流体力学得到气动力快照矩阵，然后利用本征正交分解法获得尾流激励下的叶片气动力基，从而建立尾流激励下的叶片气动力降阶模型并完成气动力数据重构。分别采用周期信号和正弦信号作为输入，采用计算流体力学和气动力降阶模型方法计算叶片气动力，结果显示：采用本征正交分解法降阶模型得到的叶片气动力与计算流体力学计算得到的气动力结果基本一致...
为了深入分析小展弦比飞翼布局气动力特性，采用了风洞试验方法对一种小展弦比飞翼布局开展了静态测力试验研究，得到了该模型的基本气动力特性。试验研究结果表明，在多次重复性试验条件下，横航向气动力出现较大的散布，其中，Ma=0.8，散布区域攻角变化范围为α=12°～28°；Ma=0.95，散布区域攻角变化范围为α=8°～16°；Ma=1.5，散布区域攻角变化范围为α=14°～16°。在重复性试验中出现这种...
为了探究影响基于谐波平衡法的气动力降阶模型计算精度的因素，建立了基于谐波平衡法的尾流激励叶片气动力降阶模型，讨论分析了进口尾流均值压力和尾流谐波振幅对该气动力降阶模型计算精度的影响。结果发现:进口尾流均值压力和尾流谐波振幅对叶片气动力降阶模型的计算精度都会产生显著影响。
修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数，其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上，建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应，并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识，模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小，小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3....
针对传统导弹飞控系统开发周期长、效率低的现状，设计了一种基于ＲＴ－ＬＡＢ环境的直接力／气动力复合控制系统快速原型仿真系统；首先建立了直接力／气动力复合控制弹体动力学模型，在此基础上，利用快速原型开发平台，通过高速串口和数据采集板卡（４２２），实现仿真代码的实时生成，并与视景仿真系统结合，完成快速原型样机的实时仿真及同步视景演示；试验结果表明：系统具有良好的有效性和实时性。
基于逆虚拟激励法的飞行器非定常气动力识别
高速飞行器 平稳随机振动 气动力识别 逆虚拟激励法
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2013/10/15
针对目前采用ＣＦＤ直接计算高速飞行器非定常气动力仍存在困难和不足的问题，本文提出了1种在频域内识别的间接方法，根据随机振动原理利用实测加速度响应识别飞行器气动力的动载荷。将整个飞行阶段分为若干时间段，每段时间内飞行器可近似为平稳随机振动，相应的气动力也可作为平稳随机激励。利用实测加速度响应生成功率谱矩阵，然后引入逆虚拟激励法化为虚拟响应，快速精确计算出了飞行器气动力的功率谱矩阵。工程实例验证了本方...
尾翼式修正枪弹气动力计算研究
修正枪弹 气动仿真 工程计算 数值计算
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2014/6/4
为研究某种大口径可折叠尾翼式修正枪弹的飞行气动特性,建立了该枪弹的计算模型。对该计算模型在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,分析比较了工程计算软件Missile Datcom和数值计算软件FLUENT二者计算结果的差异。结果表明该计算模型具有良好的气动特性,导弹计算程序Missile Datcom适用于枪弹模型的仿真计算。根据两种程序的不同特点,可以在不同的设计阶段加以运用。
捷联惯导寻的导弹自动驾驶仪特性对气动力设计的约束
捷联惯导 弹体气动力特性 自动驾驶仪
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2013/3/25
对于寻的制导导弹来说,弹体气动力特性是整个闭环控制系统的一部分。而为了使所设计的自动驾驶仪性能满足要求,必须对弹体气动力特性进行约束。文中首先分析了在无捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性的约束条件; 进而讨论了在带有捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性约束情况,并通过仿真验证了这种约束的合理性。
大长径比弹箭流场模拟与气动力分析
大长径比弹箭 流场模拟 气动力分析
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2013/1/7
利用 Ｃ Ｆ Ｄ软件对大长径比弹箭流场进行模拟， 通过仿真， 分析了对不同攻角和不同飞行速度下的阻力系数、 升力系数和俯仰系数的变化规律。
大长径比弹箭流场模拟与气动力分析
大长径比弹箭 流场模拟 气动力分析
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2013/1/5
利用 Ｃ Ｆ Ｄ软件对大长径比弹箭流场进行模拟， 通过仿真， 分析了对不同攻角和不同飞行速度下的阻力系数、 升力系数和俯仰系数的变化规律。
火箭弹气动力工程算法计算模型研究
火箭弹 气动力 曲线拟合 插值
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2013/3/25
针对传统火箭弹气动力工程算法中大量的查阅图表进行手工插值带来的不便和误差,文中利用AutoCAD软件,通过AutoLISP语言编写程序对火箭弹空气动力图表数据进行选取,并转换为数据文本文件,再利用BASIC语言编写插值程序对数据文本文件进行插值处理,进而完成火箭弹空气动力模型的计算。经过实际计算验证,计算速度快,精度高,结果可靠。
多区域网格尾迹积分技术在复杂构型气动力计算中的应用研究
多区域网格 尾迹积分 NavierStokes方程 尾迹面插值
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2013/4/3
文中以绕DLR〖CD*2〗F6翼身、翼/身/架/舱组合体流场为算例，研究了多区域网格尾迹积分技术在复杂构型气动力计算中的应用。采用“对角线判断”方法提高了尾迹面插值搜索区的搜索效率。同时，引入了较高精度尾迹插值方法，为气动力的精确计算提供了平台。研究结果表明：采用文中的尾迹积分技术计算复杂构型的气动力有较高的计算效率和精度。
带有进气道的导弹法向气动力工程估算
进气道 法向气动力 工程估算
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2016/9/12
针对带有进气道导弹的气动力估算方法不能满足概念设计阶段对气动力计算的要求问题，建立一种适用于带有进气道导弹的法向力估算方法和程序。以细长体理论和部件组合法为基础，引入进气道与弹身间的气动干扰因子修正系数和弹身-进气道组合体与弹翼（尾翼）间的气动干扰因子修正系数，以实例对带有进气道的导弹法向力系数进行估算，并与计算流体动力学（CFD）计算结果进行比较。估算结果与CFD计算结果符合较好，最大误差小于5...