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本文给出了某新型直升机“空中共振”计算方法、原始参数和计算结果。计算状态包括悬停状态、最大巡航速度状态和高速转弯状态。在计算方法中,建立了动力系统“空中共振”计算模型,给出了运动方程,采用特征根分析法进行“空中共振”计算。最后对计算结果进行了分析,给出了各计算状态的特征根实部曲线、模态阻尼曲线和频率曲线,并和国外用CAMRAD Ⅱ软件计算的结果进行了对比,得出了明确的计算结论。 相似文献
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本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Trefftz平面上的计算域,使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小,从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响,在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Betz理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算,计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。 相似文献
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以p-k法为基础,在特征值选取过程中,采用了多点预测方法及优化选择方法进行模态跟踪,有效解决了模态之间的窜支问题。介绍了基于模态跟踪技术的防窜支颤振计算方法;编制了防窜支p-k法颤振计算程序;对某工程实例,分别使用该计算程序与MSC.Nastran软件进行计算,经结果对比分析,证明该方法能有效解决窜支问题。 相似文献
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介绍了短环燃烧室流量分配的计算方法和程序,指出了该方法的特点,即将计算战面移到了压气机出口,引入了扩压器的计算,考虑到帽罩的存在对头部进气量进行了修正。同时提供了一些新的经验关系式,并对其应用前景做了评价。 相似文献
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对目标雷达散射截面(RCS)计算方法进行了总结,指出了各种方法的适用范围。以具有复杂外形特征的军用战斗机为例,用物理光学法进行了全机的RCS计算,验证了该方法在飞机设计中的实用性。 相似文献
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从工程实用观点出发,引入考虑主流紊流度影响的经验关系式,对McNally程序的前驻点、层流区计算方法和转捩模型进行了改进;引入“紊流度粘性”和间歇因子的概念,并综合考虑压力梯度、紊流度和进、出口雷诺数等因素对转捩的影响。对STAN5程序的层流区和过渡区计算方法进行了改进,采用相似解方法计算前驻点区的流动和换热,作为STAN5程序的初始条件。用改进的程序,对C3x、MKⅡ、Turner、Daniels和VKI叶型,在多种工况下的二维外边界层流动和换热进行了计算研究,分析和比较了程序中积分法和差分法的特点,总结出一套适用于工程设计计算的方法和程序。 相似文献
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本描述了多级轴流压气机特性计算的一种方法,流场计算采用流线曲率法解完全径向平衡方程。本在特性计算中引进了环壁附面损失模型,考虑了叶片去亏损力,二次流和径向间隙漏流等影响。采用了新的流场计算模型,流场计算稳定,收敛较快。并对计算结果与试验数据进行了对比,认为这种计算方法可以用于轴流压气机特性计算。 相似文献
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应用小迎角展开的方法将小迎角下旋成体绕流Euler方程进行摄动展开,对零介和一阶方程分别采用隐式NND格式进行了计算,与实验进行比较得到了较为满意的结果。该方法采用二维的计算得到了三维的结果,大大提高了计算的效率。 相似文献
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本文提出了一套跨音速涡轮复合式气冷叶片内冷气流量分配,温增,内,外换热系数和温度场计算方法,对设计的“冲击-对流-气膜”多种冷却方案进行了计算。择优选取了四套叶片内冷结构,精心地进行了结构设计。通过根据叶片与实测参数计算的叶片壁温分布与实测值比较,验证了本计算方法的可靠性和精确度,证明行之有效。 相似文献
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用Newton子迭代方法计算前飞旋翼粘性绕流 总被引:1,自引:6,他引:1
通过求解Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场,为了同时保证计算的时间精确性和计算效率,时间推进格式采用了双时间推进方法,在该方法中,子迭代过程由十分高效的LU-SSOR方法完成,且使子迭代过程成为Newton子迭代,空间上应用中心平均的有限体积法进行离散,为了模拟前飞桨时间的相对运动,网格布局采用了运动嵌套网格方法,应用本文方法对-悬停流场进行了数值计算,计算结果与实验吻合较好,尽管缺乏实验数据的验证,对-有升力前飞状态的数值模拟结果是可信的。 相似文献
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本文发展了平衡粒子模拟方法(EPSM),建立了与高温气体化学反应动力学理论相匹配的EPSM耦合模型,并通过混合参数进行流区的自动识别,将EPSM方法与蒙特卡罗直接模拟方法(DSMC)结合,构造了可模拟化学反应流动的DSMC/EPSM混合算法。应用该算法对汲及化学反应的轴对称情况下高超声速平头圆柱绕流流场进行模拟,将结果与DSMC方法的结果进行比较,验证了新算法对求解化学反应流动的可行性。将混合算法的计算效率与DSMC方法的计算效率进行比较,发现混合算法能够大大提高计算效率。 相似文献
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简要介绍了发动机燃烧室火焰筒对流气膜冷却(包括同向、逆向和混合对流气膜冷却3种结构)的壁温计算方法,并将计算结果与试验数据进行了比较,从而验证了程序的可行性和计算方法的正确性。 相似文献
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介绍了航空发动机燃烧室出口温度常用的两种计算方法,结合批产某型发动机试车数据进行计算,对两种计算结果进行对比分析。用涡轮流量法对某燃气发生器的燃烧室出口温度进行计算,其结果与外方给的数值基本一致。提出用涡轮流量法计算燃烧室出口温度较切合实际,为发动机寿命评估及其工作可靠性提供依据。 相似文献
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用有限元法预估框架固有频率 总被引:1,自引:0,他引:1
章焕文 《航空精密制造技术》1995,(6)
通过目标模拟器转动框架实例,介绍一种预估固有频率的有限元方法,并应用锤击法对该仿真设备实体进行了测试验证.文中详细阐述了计算原理,具体计算方法,并介绍了实物测试的原理、方法和结果。 相似文献