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基于有模型强化学习的飞行器制导技术研究
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作者 滕庆骅 惠俊鹏 +1 位作者 李天任 杨奔 《宇航总体技术》 2025年第2期26-34,共9页
面向避障、绕飞等任务驱动的飞行器在线轨迹,为了提升制导性能,适应快速变化的复杂场景,聚焦于充分利用飞行器模型中的已知信息,基于iLQR这种有模型强化学习方法,设计了智能化的制导方式。与无模型强化学习相比,有模型强化学习的可解释... 面向避障、绕飞等任务驱动的飞行器在线轨迹,为了提升制导性能,适应快速变化的复杂场景,聚焦于充分利用飞行器模型中的已知信息,基于iLQR这种有模型强化学习方法,设计了智能化的制导方式。与无模型强化学习相比,有模型强化学习的可解释性好,训练难度低。在单飞行器制导仿真中,相比TD3算法,iLQR方法飞行过程平均制导误差增加了28.07%,中末交班点误差降低到12.35%,提升幅度巨大;在多飞行器编队保持问题上,相比TD3算法,iLQR方法跟踪效果提升巨大,平均误差不超过TD3算法的22.67%,最大误差不超过TD3算法的15.44%。 展开更多
关键词 iLQR算法 有模型强化学习 标准轨迹制导 强化学习制导 编队保持
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基于声振传递的飞行器噪声振动环境预示方法研究
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作者 李炳蔚 朱红民 +1 位作者 刘时秀 陈刚 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期290-296,共7页
针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通... 针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通过噪声试验或声振耦合仿真分析的方法,得到飞行器声振传递特性;根据获得的舱外脉动压力和声振能量传递特性,结合具体飞行参数得到实际飞行条件下的飞行器声振预示环境。采用该方法对某飞行器开展了振动环境预示研究,经地面及飞行试验验证振动环境量级预示精度可达1.6 dB。提出的基于声振传递的飞行声振环境预示方法可以广泛应用在导弹、火箭等飞行器的精细化环境设计中,对于提高飞行器总体性能、环境适应性和飞行可靠性具有重要的工程意义。 展开更多
关键词 声振传递 飞行器 声振环境 环境预示 飞行环境 脉动压力
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高速飞行器气动控制耦合优化设计方法研究
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作者 董超 潘鑫 +1 位作者 姜璐璐 陈刚 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期196-204,共9页
针对传统串行设计过程由于空气动力学和控制系统数学模型复杂、无法综合考虑气动和控制的多目标优化的问题,提出了一种面向高速飞行器气动控制耦合优化设计方法。基于气动单学科代理优化(SBO)算法,将飞行器主动控制技术(ACT)的思想与多... 针对传统串行设计过程由于空气动力学和控制系统数学模型复杂、无法综合考虑气动和控制的多目标优化的问题,提出了一种面向高速飞行器气动控制耦合优化设计方法。基于气动单学科代理优化(SBO)算法,将飞行器主动控制技术(ACT)的思想与多学科优化方法(MDO)相结合,构建了高速飞行器气动控制耦合多目标优化流程架构。在2马赫来流条件下,对带有控制舵的双锥体外形开展了气动耦合优化设计研究,以提升飞行器的气动性能和控制能力为优化目标。结果表明:经过气动控制耦合优化后的最优模型在超声速环境下,升力系数和升阻比分别提升了0.401%、2.999%,同时超调量与控制增益分别降低了2.769%、0.655%,气动性能和控制能力得到提升,验证了耦合策略的可行性;气动控制耦合优化的最优模型不仅使飞行器在超声速工作环境下性能更卓越,还有助于降低后续控制系统的设计难度,提高飞行器设计效率。所提气动控制耦合优化设计方法为高速飞行器的先进设计提供了必要的技术支撑。 展开更多
关键词 高速飞行器 气动控制耦合 多学科优化 外形设计
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基于强化学习的飞行器博弈制导方法
4
作者 倪炜霖 刘佳琪 +2 位作者 邵节 刘鹏 梁海朝 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第1期65-72,共8页
针对飞行器与伴飞防御飞行器协同躲避拦截器攻击的主动反拦截博弈对抗问题,基于深度强化学习算法提出一种飞行器主动防御智能制导方法,该方法具有在目标飞行器机动能力不足情况下博弈成功率较高的特点。针对强化学习训练过程中的稀疏奖... 针对飞行器与伴飞防御飞行器协同躲避拦截器攻击的主动反拦截博弈对抗问题,基于深度强化学习算法提出一种飞行器主动防御智能制导方法,该方法具有在目标飞行器机动能力不足情况下博弈成功率较高的特点。针对强化学习训练过程中的稀疏奖励问题,提出了一种奖励函数塑造方法,提高了强化学习算法收敛效率和训练稳定度。最后,通过数值仿真对所提出方法的有效性进行验证,仿真结果表明,所提出的方法能够实现飞行器博弈对抗成功,且相比于传统博弈制导方法具有更高的博弈成功率。 展开更多
关键词 博弈对抗 深度强化学习 奖励函数塑造 稀疏奖励 主动反拦截
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再入飞行器侧窗抛罩技术研究
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作者 邱相儒 刘秀春 +2 位作者 李晓东 吴乔 梁欢 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第6期8-13,共6页
为提升再入飞行器在复杂电磁干扰条件下的高精度打击能力,提出一种适用于雷达/红外双模复合制导模式的整体式红外侧窗抛罩技术方案。通过地面试验和仿真分析,验证了红外窗口热密封结构的可靠性和抛罩方案设计的合理性,并获取了在高马赫... 为提升再入飞行器在复杂电磁干扰条件下的高精度打击能力,提出一种适用于雷达/红外双模复合制导模式的整体式红外侧窗抛罩技术方案。通过地面试验和仿真分析,验证了红外窗口热密封结构的可靠性和抛罩方案设计的合理性,并获取了在高马赫数、大动压条件下红外玻璃保护罩抛出后的运动轨迹和姿态。试验结果表明:红外窗口热密封性能良好,能够有效防止外部热流进入飞行器内部。抛罩时保护罩可被顺利抛出,保护罩与弹体分离后能够顺利飞出激波影响区,并始终朝着远离弹体的方向运动,不会与弹体发生碰撞。抛罩后红外光学玻璃无破碎,能够确保红外导引头通光视场无污染。该项研究成果可为再入飞行器抛罩技术的发展提供技术支撑。 展开更多
关键词 再入飞行器 侧窗抛罩 仿真分析 试验验证
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高超声速飞行器尖化前缘气动热环境研究 被引量:6
6
作者 高莹莹 杨凯威 +2 位作者 孔维萱 景昭 杨驰 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第6期112-116,共5页
为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,... 为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,经典的Fay-Riddell驻点热流计算公式和前缘后掠圆柱方法的适用性。研究结果表明,Fay-Riddell公式在小尺寸的情况下已不再适用,采用层流后掠圆柱方法可以模拟尖化前缘中心线上的热环境。 展开更多
关键词 高超声速 尖化前缘 测热测压试验 热环境预示
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高超声速飞行器毫米波天线罩电气性能研究 被引量:5
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作者 荆江 张昱煜 +1 位作者 徐银芳 邓刚 《微波学报》 CSCD 北大核心 2015年第1期50-54,共5页
针对高超声速飞行器毫米波天线罩的工作环境和要求,分析毫米波天线罩电性能设计的难点。通过与低频段低速天线罩在设计上的比对,分别从天线罩厚度、入射角、材料介电性能3个关键的物理量入手,梳理影响毫米波天线罩电气性能的主要因素。... 针对高超声速飞行器毫米波天线罩的工作环境和要求,分析毫米波天线罩电性能设计的难点。通过与低频段低速天线罩在设计上的比对,分别从天线罩厚度、入射角、材料介电性能3个关键的物理量入手,梳理影响毫米波天线罩电气性能的主要因素。根据已有防热透波材料体系,在继承低频低速天线罩二维射线追踪理论设计方法,并且充分考虑毫米波天线罩电气性能新特性的基础上,综合提出高超声速飞行器毫米波天线罩材料选择及壁厚精确设计方法。通过电磁仿真和实测数据的对比评估毫米波天线罩的电性能,验证了天线罩设计方法的正确性。 展开更多
关键词 毫米波 天线罩 入射角 材料 厚度
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高速飞行器头罩分离设计方案研究 被引量:5
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作者 戈庆明 刘秀春 +2 位作者 渠弘毅 吕蒙 刘成国 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第3期28-31,共4页
随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计... 随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计算,试验结果证明了该方法的可行性。 展开更多
关键词 头罩分离技术 导爆索 推冲器 抛罩
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多约束条件下机动飞行器末段最优制导律研究 被引量:4
9
作者 严东升 张曦 +2 位作者 李强 贾平会 李军 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第3期63-67,共5页
针对多约束条件下机动飞行器末段制导问题,提出一种基于最优制导策略的工程化方法。考虑末端位置、倾角约束及过载需求,首先建立末制导线性动力学模型,通过控制法向速度保证末端倾角;然后基于最优控制理论,在性能指标中引入剩余飞行时... 针对多约束条件下机动飞行器末段制导问题,提出一种基于最优制导策略的工程化方法。考虑末端位置、倾角约束及过载需求,首先建立末制导线性动力学模型,通过控制法向速度保证末端倾角;然后基于最优控制理论,在性能指标中引入剩余飞行时间幂函数,应用 Schwartz 不等式定理推导出加速度指令表达式,对其进行化简,得到便于工程应用的形式;通过分析制导阶次对飞行过载及弹道特性的影响得到制导律权系数的特性变化;最后给出末段制导策略设计方法。仿真结果表明,通过合理设计制导阶次,制导律可以降低末端过载,满足飞行器机动需求、命中精度及倾角约束。 展开更多
关键词 倾角约束 机动飞行 制导阶次 最优制导律 Schwartz 定理
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升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究 被引量:2
10
作者 李强 童伟 +2 位作者 王晓晖 贾平会 王永海 《航天控制》 CSCD 北大核心 2016年第5期52-58,共7页
针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾... 针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾驶仪结构,保证系统的快速性及稳定性。论证了内回路侧滑角速度反馈能使干扰收敛至零的本质,并利用偏航角速度+前馈补偿近似构造侧滑角速度反馈,确保方法的工程可实现性。仿真结果表明,该驾驶仪结构能实现转弯过程中侧滑快速归零,提高协调转弯能力,鲁棒性较强,具有一定工程应用价值。 展开更多
关键词 升力体布局飞行器 BTT控制 协调转弯 回路设计 侧滑角速度反馈
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高超声速飞行器控制面热防护技术跟踪研究 被引量:2
11
作者 王立研 王菁华 +2 位作者 李军 杨炳尉 陈浩 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期7-12,共6页
简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的... 简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的途径进行了综述和分析。 展开更多
关键词 控制面 气动热 热管理 热防护 热结构
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基于碳纤维复合材料的再入飞行器弹翼结构设计与研究 被引量:4
12
作者 李长春 董超 +2 位作者 高志勇 刘赛 秦玉灵 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第5期122-126,共5页
为应对未来再入飞行器长时间高超声速飞行的严酷力热环境以及轻质化、多功能化和高可靠性的发展需求,提出以碳纤维树脂基复合材料为代表的大翼面承载结构设计方法,并结合相关的分析和试验,验证了设计的可行性和工艺制备流程,推动了轻质... 为应对未来再入飞行器长时间高超声速飞行的严酷力热环境以及轻质化、多功能化和高可靠性的发展需求,提出以碳纤维树脂基复合材料为代表的大翼面承载结构设计方法,并结合相关的分析和试验,验证了设计的可行性和工艺制备流程,推动了轻质复合材料在再入飞行器承力防热一体化设计中的应用。 展开更多
关键词 复合材料 飞行器 弾翼 结构设计
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飞行器可视化仿真中的三维视景研究与实现 被引量:8
13
作者 冯杰 蔡远利 刘佳琪 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2003年第5期42-46,共5页
随着我国航天事业的发展 ,飞行器的可视化仿真已逐渐成为重要的技术手段。针对当前的研究现状 ,对飞行器可视化仿真中三维视景的建模与显示进行了深入的研究和探讨。在对三维视景进行优化建模的基础上 ,设计了相应的数据存储结构 ,进而... 随着我国航天事业的发展 ,飞行器的可视化仿真已逐渐成为重要的技术手段。针对当前的研究现状 ,对飞行器可视化仿真中三维视景的建模与显示进行了深入的研究和探讨。在对三维视景进行优化建模的基础上 ,设计了相应的数据存储结构 ,进而在 PC机上实现了对三维视景的实时渲染 。 展开更多
关键词 可视化仿真 三维场景 建模 飞行器
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高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究 被引量:4
14
作者 朱广生 刘文伶 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期327-332,340,共7页
为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风... 为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值。据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性。此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论。 展开更多
关键词 机动 再入飞行器 气动外形 布局
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飞行器主动热控用半导体制冷器性能初步研究 被引量:1
15
作者 齐斌 张利嵩 +2 位作者 邹样辉 娄文忠 田宁 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第2期95-98,106,共5页
为了利用半导体制冷器进行飞行器关键部位的热控方案设计,对某型半导体制冷器性能进行了测试与参数分析。设计了半导体制冷器的性能测试方案,获得了散热端不同散热工况下的试验数据,分析了电流与电压、温差、制冷量等相互之间的关系,并... 为了利用半导体制冷器进行飞行器关键部位的热控方案设计,对某型半导体制冷器性能进行了测试与参数分析。设计了半导体制冷器的性能测试方案,获得了散热端不同散热工况下的试验数据,分析了电流与电压、温差、制冷量等相互之间的关系,并获得了制冷器的温差电势率α、总热导K和总热阻R,对其热电性能参数进行了反推计算和对比验证,验证了计算模型。使用该型制冷器对某型飞行器关键部位热环境进行了热控方案设计,获得了其工作参数和制冷效率。 展开更多
关键词 主动热控 半导体制冷 制冷试验
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应用PWPF调节器的空间飞行器姿态控制方法研究 被引量:2
16
作者 田源 王俊波 宿敬亚 《现代防御技术》 2020年第1期32-37,43,共7页
针对使用常值推力发动机作为执行机构的空间飞行器姿态控制问题,提出了一种姿态控制器的模块化设计方法。该方法将姿态控制器按照控制功能的不同划分为2个主要的子控制器:面向弹体的连续状态子控制器和面向发动机开关逻辑规划的PWPF调... 针对使用常值推力发动机作为执行机构的空间飞行器姿态控制问题,提出了一种姿态控制器的模块化设计方法。该方法将姿态控制器按照控制功能的不同划分为2个主要的子控制器:面向弹体的连续状态子控制器和面向发动机开关逻辑规划的PWPF调制器。应用PWPF调制技术将连续控制器的指令离散化为姿控发动机的开关控制指令,整个控制方法有8个控制参数需要设计。运用相平面方法对系统的相轨迹进行了分析,根据相轨迹的特点提出了控制参数的整定方法。该模块化控制器设计方法的优点在于简化了复杂非连续控制系统的设计过程,实现了连续控制设计与开关控制设计的有机结合。仿真结果表明,该控制方法可靠有效,具有一定的工程应用价值。 展开更多
关键词 PWPF调节器 PID控制 姿态控制 相平面 空间飞行器
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高超声速飞行器控制面热防护系统地面试验研究
17
作者 王立研 王菁华 +2 位作者 李军 杨炳尉 陈浩 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期13-17,26,共6页
针对高超声速飞行器控制面研发手段中极其重要的地面试验技术,以X-37轨道飞行器为例,介绍了国外的最新研究进展和关键技术解决途径,以及指导地面试验研究的方法,并针对控制面方案在评估和鉴定中必不可少的高温模态试验,进行了综述和分析。
关键词 高超声速飞行器 控制面 地面试验 高温模态试验
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层流控制技术及对飞行器气动加热的影响研究
18
作者 额日其太 王菲 +1 位作者 邓双国 苏沛然 《航空工程进展》 2010年第4期352-355,406,共5页
本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研... 本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研究结果表明:前缘吸气可以抑制CF波的成长,吸气流量对层流区的范围有显著的影响,随着吸气流量增大,层流区范围逐渐增大。利用对称机翼模型,研究了层流控制对气动加热的影响,研究结果表明:层流控制技术可以显著扩大层流区的范围、减小气动加热、降低表面温度,前腔的吸气流量对层流控制效果起主导作用,并存在最佳值,吸气流量过大不会进一步改善层流控制效果,吸气流量过小则达不到最好的层流控制效果。 展开更多
关键词 层流控制 红外隐身 气动加热 飞机减阻
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高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究 被引量:5
19
作者 杨凯威 张杨 +1 位作者 梁欢 张利嵩 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2018年第3期33-39,共7页
受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测... 受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。 展开更多
关键词 再入飞行器 实测热流密度 转捩特征 分层温度 碳化层厚度
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高速飞行器空气舵前缘三维烧蚀/温度耦合分析研究 被引量:5
20
作者 杨凯威 梁欢 +2 位作者 赵小程 陈政伟 那伟 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2021年第2期39-44,共6页
为了准确预测空气舵前缘三维烧蚀/温度场,针对通用有限元软件采用自编热流加载和烧蚀移动边界用户子程序方法,仿真分析了空气舵前缘局部模型的三维烧蚀/温度场,给出了空气舵前缘烧蚀外形、烧蚀量和三维温度分布,并与试验结果进行了对比... 为了准确预测空气舵前缘三维烧蚀/温度场,针对通用有限元软件采用自编热流加载和烧蚀移动边界用户子程序方法,仿真分析了空气舵前缘局部模型的三维烧蚀/温度场,给出了空气舵前缘烧蚀外形、烧蚀量和三维温度分布,并与试验结果进行了对比,结果表明:理论计算的烧蚀量和表面温度与实测值的偏差均小于10%,证明方法正确可行。 展开更多
关键词 空气舵前缘 烧蚀温度 耦合分析 试验对比
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