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为了研究液体火箭发动机涡轮内流场,发展了一种基于相对流面理论和流线曲率法的多级跨声速叶轮机械流场计算方法.首先使用流线曲率法求解流面内的流场,再采用全三维流面迭代的方法得到三维流场.计算过程中通过临界流量的对比确定跨声速流道内的喉部位置,采用混合平面法将动、静叶间的非定常流动转化为定常流动.激波和黏性等损失通过相应的损失模型进行计算.对于多级流道内不同的超声速/亚声速流动状态则采用穷举法计算所有可能情况并用出口参数筛选最接近真实情况的结果.该方法准确地计算出了多级跨声速涡轮流场中的流动参数分布和性能参数,为进一步改进涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据. 相似文献
2.
林保真 《中国空间科学技术》1990,10(5):8-15
文章介绍跨音松弛法应用于叶栅绕流的定常与非定常流场计算。在定常流中,采用弦线法向小扰动假定;在非定常流中,采用线化非定常分量小扰动假定,从而简化了数值求解过程。由于松弛法大大地节省机时和内存,便于工程上推广应用。 相似文献
3.
对旋轴流风机非定常流场数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
利用全隐格式的非稳态压力修正求解方法,分析和研究了对旋叶轮级间流场非定常流动情况,上游尾迹与下游叶片位势作用对流场的影响,并与动态实验结果进行了有益的对比.结果表明:非定常流场的计算更能反映叶轮机实际运行性能,如果能很好地组织对旋叶轮的非定常流动,还可以进一步提高其压比和效率. 相似文献
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火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作,低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时,火星大气的声速较低,使无人机运行的马赫数更高,压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流动控制作用,采用基于动网格的数值方法对非定常流场进行模拟。选取NACA5605低雷诺数薄翼型,雷诺数为1.5×104,马赫数为0.43和0.63。时均流场和时均气动力系数结果显示:翼型局部振动能够明显减少时均分离区的大小,起到增升减阻的作用。非定常流场表明流动控制机理在于振动产生的涡流运动抑制了翼型尾缘附近的层流分离。研究了不同振幅、频率和振动位置下的流动控制效果。最佳参数下,马赫数为0.43时升阻比最多提高24.7%,马赫数为0.63时升阻比最多提高52%。 相似文献
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本文研究Sankar提出的,用全位势方程求解跨音流场的强隐式方法(Strongly Implicit Procedure)。针对强隐式方法在求解跨音流场中的问题作改进,即采用了新的人工压缩密度计算方法,计算绕孤立机翼、叶栅通道的跨音流场,降低了在跨音位流计算中激波前后的数值振荡,并提高了算法的稳定性, 相似文献
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对于0~20 km范围内不同外形的浮空气囊,采用虚拟压缩方法求解不可压缩非定常N-S(Navier-Stokes)方程,数值模拟了5个高度下气囊的定常和非定常流场.定常状态时,随高度及气囊外形的变化,模拟了气囊气动力及背风区复杂流动分离.结果表明,当气囊厚度率逐渐增大时,其背风区存在复杂的空间流动分离.运用双时间步方法及动网格技术,成功实现了气囊平移或俯仰运动状态下非定常流场的数值模拟.考察了不同的平移方向及速度对气囊非定常气动特性的影响,得到了气囊平移过程中气动力及流场的变化情况.对于气囊的俯仰运动,获得了不同俯仰速度及不同最大俯仰角时气囊的气动力及流场.计算结果表明气囊的非定常运动对其流场和气动力影响显著. 相似文献
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本文针对高超声速飞行器滑模控制人工试凑的参数整定方法较为繁琐、效率低的问题,改进了连续动作学习自动机(Continuous action reinforcement learning automata, CARLA)算法并将其应用于滑模控制参数整定问题中,改进后的算法通过对回报函数的设计有效克服了常规CARLA算法收敛速度慢、易受干扰、求解效率低的问题。该算法引入控制性能指标评价函数,在迭代中学习阶跃响应的经验数据,实现了控制参数自整定。仿真表明,对于阶跃响应问题,本文提出的算法能够在100次迭代中整定出一组高品质的控制参数,完成对给定指令的快速准确跟踪,与遗传算法、模拟退火算法相比,在求解速度上具有显著优势。由于该方法不依赖于模型,除了滑模控制器参数整定外对其他控制方法的控制参数整定问题也有一定适用性,具有推广应用价值。 相似文献