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991.
992.
993.
为了克服传统CFD计算需要耗费大量的计算时间与成本的缺陷,提出了一种基于深度学习的非定常周期性流场的预测框架,可以实时生成给定状态的高可信度的流场结果。将条件生成对抗网络与卷积神经网络相结合,改进条件生成对抗网络对生成样本的约束方法,建立了基于深度学习策略采用改进的回归生成对抗网络模型,并与常规的条件生成对抗网络模型的预测结果进行对比。研究表明,基于改进的回归生成对抗网络的深度学习策略能准确预测出指定时刻的流场变量,且总时长比CFD数值模拟减少至少1个量级。 相似文献
994.
掠叶片进口流动的流线曲率通流模型 总被引:1,自引:0,他引:1
掠叶片作为一项设计技术,在当前轴流风扇/压气机的设计中已被广泛采用,对掠叶片的流动机理研究也被广泛而深入地开展。近年来,多项研究表明掠能够改变叶片的攻角,这种攻角的改变是由掠造成叶片进口的径向平衡发生变化、轴向速度重新分布而产生的。提出了一种用于S2流线曲率法的掠叶片的进口流动模型,不再假设叶片进口周向流动均匀,因而能够计入由于叶片掠而产生的进口径向平衡的变化。将此模型应用到亚声掠转子叶片的设计中,结果表明该模型能够比原始方法更准确地计算轴向速度和攻角,从而提高了设计精度,并定量地分析了叶片掠对进口流动压力平衡的作用机理。 相似文献
995.
飞行器气动/结构多学科延迟耦合伴随系统数值研究 总被引:3,自引:5,他引:3
基于自主研发的大规模并行结构化网格雷诺平均Navier-Stokes(RANS)求解器PMB3D以及流固耦合代码FSC3D建立了飞行器静气动弹性数值模拟技术,进一步基于并行化伴随方程求解器PADJ3D,开展了Navier-Stokes方程与结构动力学方程耦合离散伴随的推导、构造。对各个学科伴随变量进行延迟处理,进行耦合伴随系统的解耦,学科之间的影响通过右端强迫项的形式在方程中体现,通过松耦合形式进行各个学科方程右端项数据传递,各个学科的伴随方程一定程度上能够相对独立,进一步实现了基于LDLT方法的结构伴随方程的高效求解;对典型客机柔性机翼进行梯度信息求解,并与考虑气动弹性影响的差分结果进行对比分析。数值模拟结果表明,延迟耦合伴随形式更有利于保持原有程序结构形式以及程序模块化,梯度计算精度完全满足优化设计需要,能够为柔性机翼飞行器气动/结构多学科优化设计提供研究基础与技术平台。 相似文献
996.
通过对微多普勒效应的研究,提出了一种新的逆合成孔径雷达(ISAR)散射波干扰方法。将拖曳式干扰机和ISAR接收机分别等效为双基ISAR的发射站和接收站,干扰机对截获的ISAR信号进行微动信息调制并转发至目标,由其散射至ISAR接收机产生散射波干扰效果。干扰信号经ISAR接收机处理后可在真实目标回波成像结果附近产生假目标,且在方位向形成干扰条带。实验结果表明:通过控制干扰机转发参数及微动调制参数可分别实现不同的压制干扰效果。由于拖曳式干扰机与目标距离较近,干扰信号可获得较大功率,且与真实目标回波相参,可获得ISAR二维脉冲压缩处理增益,与传统射频噪声压制干扰方法相比成本较小。 相似文献
997.
在对较大面积座舱盖进行长时间高低温频繁转换的加温疲劳试验时,实现座舱盖外表面温度场的均匀分布是保障试验可靠性的关键所在,也是设计疲劳试验台需要解决的技术难题。本文以座舱盖加温疲劳试验台为研究对象,以相互耦合的航向温差和展向温差定义温度场均匀性,考察不同设计参数对温度场均匀性的影响。选取环形通道的试验段和前过渡段为计算区域,并建立了三维非稳态对流-导热模型,基于计算流体力学(CFD)方法开展座舱盖加温疲劳试验台设计参数的方案优选,详细分析了入口温度控制周期、试验段的特征尺寸、入口流量和前过渡段特征角度对温度场均匀性的影响。研究发现:改变入口温度控制周期不会对座舱盖外表面温度分布产生显著影响,而调整试验段的特征尺寸可以明显改变航向温差和展向温差;此外,增大入口流量可以有效提高座舱盖外表面的温度场均匀性,通过改变前过渡段特征角度可以明显改善由风挡温度引起的温差超标问题,研究结果可为座舱盖加温疲劳试验台的设计方案优选提供理论支持。 相似文献
998.
三维结冰表面上的水膜流动和结冰增长是结冰计算模型应考虑的核心内容,其中广泛应用的是Myers模型。Myers模型考虑了空气剪切力和空气压力对结冰表面水膜流动的影响,以及冰层、水膜和空气之间的导热与对流传热对结冰速率的影响。本文在使用Myers模型进行结冰预测时,发现Myers模型对霜冰转化为明冰的判断标准存在缺陷,会在结冰极限处产生不合理的冰角。因此对Myers模型的结冰类型判断标准进行了修改,对机翼表面的结冰过程进行了更加准确的模拟,并应用了有效的离散算法计算水膜流动和结冰增长过程。对比了二维NACA0012翼型的单步法、多步法计算结果和实验结果。明冰结冰温度较低时,本文计算结果与实验结果吻合很好,明冰结冰温度较高时,本文对上冰角的计算与实验结果有一定差距。本文提供了三维GLC-305后掠翼的结冰计算结果和实验结果的对比,冰角厚度的计算结果略小于实验结果,但整体趋势一致。 相似文献
999.
1000.
对数值模拟气相爆轰中二阶段化学反应模型再研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用改进的高精度时-空守恒元解元算法(the space-time conservation element and solution element method,CE/SE method)和考虑组分的二阶段化学反应模型(Sichel的二步模型)对气相爆轰问题的数值模拟进行了分析.分析发现采用Sichel的二步模型得到的数值结果虽然比早期二阶段化学反应模型(旧二步模型)更接近实验值,但是仍然不能得到爆轰过程准确气体动力学参数.为此通过修改组分的质量分数分布形式对Sichel的二步模型进行了改造,然后采用新的二步模型对平面爆轰波进行了数值模拟.数值结果表明采用新的二步模型计算得到气体动力学参数更接近于实验值和基元反应模型的计算值,在计算精度上有较大提高. 相似文献