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操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。 相似文献
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两种跨声速气动弹性问题分析研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值. 相似文献
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跨声速嗡鸣问题是现代飞行器设计和使用过程中的拦路虎,会造成操纵面的损坏或严重变形。目前嗡鸣研究的局限在于缺乏预测嗡鸣触发参数范围的有效方法,难以指导工程实践。本文通过基于ROM的气动弹性分析模型和CFD/CSD时域仿真方法,研究了三种类型嗡鸣的触发条件及其参数的物理意义。相关结果表明,三种嗡鸣本质都是亚稳定的流动模态和结构模态耦合诱发结构失稳。降阶模型进一步揭示嗡鸣的触发要求流动的稳定裕量足够低(往往在抖振边界附近),同时结构频率在开环伯德图的零极点频率之间。该研究有助于对嗡鸣物理更深入的理解以及提出新的嗡鸣抑制方法。 相似文献
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采用代数法与椭圆型方程优化相结合的结构生成方法为带操纵面F5机翼生成面对接块结构网格;弹性变形技术生成动态网格;有限体积法、双时间推进法求解非定常Euler方程.给出一种适于面对接块结构网格计算的守恒量插值方法.数值计算了F5机翼操纵面作简谐运动时的非定常气动力,计算值与试验值吻合较好. 相似文献
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以二维非定常Navier-Stokes方程为模型方程,采用Jameson有限体积并引入变系数隐式残值光顺及固接网格计算了直升机旋翼不同展向位置处翼剖面的非定常气动力,进而采用插值的方法模拟直升机在悬停及前飞状态下,旋翼的桨叶所受的非常气动力载荷,并将之与桨叶的结构振动方程相耦合,求解其时域内的结构响应,非定常下气动力计算结果与实验结果做了对比,两者比较吻合,旋翼结构响应计算结果合理。 相似文献
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带配平翼钝体高超声速粘性绕流的数值模拟 总被引:2,自引:2,他引:2
采用NND差分格式,通过求解Navier-Stokes方程,数值模拟了带配平翼钝体的高超声速粘性绕流。文中首先以球头驻点压强和热流为参数,讨论了在差分方程左端采用LU-SGS、LU-ADI和对角化ADI三种不同隐式算法收敛效率的异同。然后以带配平翼钝体的高超声速粘性绕流为模型,对所研制的程序进行了计算验证。在计算中采用了代数方法和求解椭圆型方程方法相结合的网格生成技术,针对配平翼外形给出了贴体性、 相似文献
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An adaptive integration surface for predicting transonic rotor noise in hovering and forward flights
In this paper, a new permeable adaptive integration surface is developed in order to evaluate transonic rotor noise in accordance with FW-H_pds equations(Ffowcs Williams-Hawkings equations with penetrable data surface). Firstly, a nonlinear near-field solution is computed on the basis of Navier-Stokes equations, which is developed on moving-embedded grid methodology.The solution calculated through the present CFD method is used as the input for acoustic calculations by FW-H_pds equations. Then, two criteria for constructing integration surfaces are established based on the analysis of the quadrupole source strength and the nonlinear characteristic.A new surface is determined adaptively by the pressure gradient or density in a given flowfield,eschewing the uncertainties associated with determining cylinder-shaped integration surfaces. For varying hover cases, transonic noises are simulated with new integration surfaces for a UH-1 model rotor. Furthermore, numerical results of the new integration surface derived from the density perturbation value conform better to experimental data than results derived from the pressure gradient.Finally, the integration surface given by jrqj being 0.1, which is an applicable criterion obtained from hover cases, is used to predict transonic rotor noise in forward flight. The computational accuracy of the new integration surface method has been validated in predicting transonic rotor noise of an AH-1 model rotor at different advance ratios. 相似文献
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本文所设计的任意回转面亚、跨音流场的计算软件 ,能根据叶型和进出口条件分析流动特性 ,并自动选择精确和节省机时的合适的数值解法。用户在给出叶型坐标和定解条件后 ,可以得到叶面马赫数分布或压力分布 ,全流场的等马赫数或等压图 相似文献
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本文采用MacCormack两步显式格式,用有限体积法求解了二元跨声速欧拉流。推导了物面边界条件,采用了特征远场边界条件及远场环量修正。利用保角变换方法生成O型贴体网格,并修改得到了一种在激波处局部加密的半自适应贴体网格。采用多重网格及焓阻尼加速收敛技术计算了NACA0012翼型的跨声速气动特性,得到了十分满意的收敛过程和计算结果。 相似文献
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本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。 相似文献
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本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数. 相似文献