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591.
Ⅰ级涡轮叶片振动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对某型发动机Ⅰ级涡轮转子叶片的振动特性进行了较深入的研究,并分析了它在发动机常用工作转速下发生共振的可能性,对该机原型叶片的振动特性和激振力特性进行了理论分析,计算中考虑了温度场和离心力的影响,使计算结果更接近实际情况;同时还做了叶片静频和振动应力分布试验。通过理论计算和试验测试结果分析表明:所用的分析方法可行有效,试验和计算结果具有一定程度的可信性。 相似文献
592.
593.
一种基于模型误差预测的UKF方法 总被引:9,自引:2,他引:9
UnscentedKalman滤波器(UKF)对本质非线性系统具有估计精度高、收敛速度快和容易实现等优点,但是对系统的模型误差比较敏感。针对这一问题,提出了一种基于模型误差预测的UKF方法,称为PUKF(PredictiveUnscentedKalmanFilter)。它利用非线性预测滤波器(NPF)的模型误差预测过程,能够对不准确的系统模型进行实时修正,弥补了UKF方法的不足。仿真结果表明,相对于原始的UKF方法,新方法从滤波精度、收敛速度和收敛的稳定性等几个方面,显著提高了非线性滤波的性能。PUKF可适用于模型不确定、非线性较强系统的滤波。 相似文献
594.
596.
低雷诺数下二维翼型绕流的流场特性分析 总被引:3,自引:3,他引:3
采用高精度有限差分格式,对低雷诺数下二维翼型绕流进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为1.0×104,NACA0012翼型0°,4°以及10°攻角下的流场。计算结果表明:在0°和4°攻角条件下,翼型绕流尾迹区的统计特性相似,0°攻角下的统计量值具有很好的对称性;在距翼型尾缘0.3弦长以后的尾迹区,旋涡排列成类似涡街的结构,涡量的极值、压力的极小值都位于旋涡中心,沿着流向,涡量极值的绝对值逐渐减小,压力的极小值逐渐增大。10°攻角下,翼型上表面从前缘开始分离,尾迹区统计分析结果所得图象与0°和4°完全不同,数值上较后者结果大;在翼型尾缘处,涡量的卷吸,高压力区域的形成,是旋涡脱落的条件,正向和反向旋涡的交替脱落,形成了类似涡街的结构。 相似文献
597.
598.
599.
含气穴效应的起落架落震动力学研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某无人机前起落架在落震试验中地面载荷上升阶段出现的异常波动现象,通过对落震试
验结果中缓冲器压缩状态和地面载荷关系的分析,判断该现象是由于缓冲器主油孔较小,主
油腔中的气泡不能顺利转移到空气腔导致。建立了包含缓冲器主油腔气穴效应的起落架落震动
力学模型,采用数值分析方法求解了该模型的动力学特性,计算结果与试验结果符合较好。
通过震荡方法排除缓冲器主油腔中气穴后,落震试验得出的试验结果和不包含气穴效应的模
型计算结果符合。落震试验对比表明:缓冲器轴向载荷波动现象由气穴效应引起;通过消除
气穴方法后,起落架地面垂向载荷峰值下降0.3 kN,起落架系统缓冲效率提高2%。 相似文献
600.
基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,分析研究了新型下反桨尖对前飞状态旋翼桨/涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声特性的影响。首先,通过求解Navier-Stokes方程获得准确的噪声声源信息,湍流模型采用一方程S-A模型。采用双时间法进行时间推进,为了提高流场的收敛速度,在伪时间方向上使用高效的隐式LU-SGS格式推进,并采用并行算法进行加速。然后,在获得的可靠声源信息基础上,采用基于FW-H方程的Farassat 1A公式求解噪声。对有试验结果的算例进行了对比计算分析,验证了本文噪声预测方法的有效性。在此基础上,针对具有典型BVI噪声特征的前飞斜下降状态,开展了不同下反角度桨尖新型旋翼噪声辐射特性的计算分析,通过噪声辐射球的对比结果表明,选择适当的下反桨尖,可以有效地降低前飞斜下降状态下旋翼BVI噪声,从而达到较好的旋翼噪声抑制效果。 相似文献