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CFD/CSD方法分析动力效应对民机气动特性影响 总被引:2,自引:0,他引:2
基于Reynolds average Navier-Stockes(RANS)的三维Navier-Stokes流场控制方程耦合结构静力学方程时域分析方法,研究了带有发动机的民用飞机其动力效应对全机气动性能的影响。首先采用数值方法对发动机进排气边界条件进行了模拟,分析了带动力的涡扇发动机模型的流场,并将计算结果与实验进行比较,验证边界条件处理的准确性;以此为基础,考虑结构弹性变形,采用计算流体动力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的方法,分别对通气和带动力的翼吊发动机全机的气动性能进行了研究。结果表明:基于通气构型预测的升阻力系数,气动载荷和压心位置与考虑动力效应后的计算结果存在明显不同。弹性变形又会加剧这一差异,使得全机的升阻比下降约12.6%,升力系数下降约8.9%,压心位置后移。数值算例显示,在靠近发动机区域气动载荷受动力效应影响显著,远离该区域,弹性变形效应占主要影响因素,因此在进行带动力效应的民机气动性能分析时,考虑弹性变形的影响是十分必要的。 相似文献
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为了研究粗糙度对压气机叶栅损失特性的影响,采用实验方法研究了三种雷诺数条件下表面粗糙度量级和位置对压气机平面叶栅不同攻角下总压损失特性的影响。叶片表面粗糙度通过贴砂纸的方式改变。对每种雷诺数,定量考察了由叶片表面贴砂纸引起的叶片厚度变化对叶栅攻角-损失特性的影响;对整体粗糙叶片,分析了四种粗糙度量级的影响;讨论了叶片表面局部粗糙度位置的影响。研究表明,定量比较损失时需考虑贴砂纸引起的叶片厚度变化,以加厚光滑叶片作为比较基准。粗糙度量级和位置对叶栅损失特性的影响与雷诺数密切相关,其影响趋势和程度在不同攻角范围内表现出明显的差异。高Re数条件下,当无量纲粗糙度k~+≤14.6时,叶栅性能尚可接受,当k~+≥20.1时,可认为叶栅已基本失效。总体上,叶片前缘和吸力面粗糙度对损失变化的影响最大。Re=1.0×105,-0.6°攻角情况下整体和吸力面前部加粗糙度80μm时,总压损失值相比加厚光滑叶片分别降低了17.3%和23.1%。 相似文献
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对某型机复合材料机翼蒙皮的结构、材料进行分析,制定了某型机机翼蒙皮的铺带制造工艺方案。通过精确铺放控制设计、同向铺带与交叉异向铺带设计、自动铺放与激光投影、自动下料技术配合使用,成功将铺带机技术应用于某型机复合材料机翼蒙皮的制造,制造出的机翼蒙皮,其无损检测内部质量合格,铺带间隙和表面质量满足设计要求,为铺带机技术在复合材料铺带的应用奠定了坚实的基础。 相似文献
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颤振主动控制会引入时滞,对气动弹性系统闭环稳定性具有显著影响。针对当前考虑时滞的机翼颤振主动控制多集中在亚、超声速域,采用线性气动力分析的研究现状,结合现代飞机大都以跨声速巡航、控制面偏转为作动器进行主动控制的应用特点,发展了考虑结构间隙非线性,基于气动力降阶模型的跨声速颤振时滞反馈主动控制方法。首先,以白噪声为激励信号,辨识得到跨声速下非定常气动力降阶模型,与间隙非线性结构模型耦合,构建被控对象状态空间模型;然后,通过一种含积分项的状态变换将输入信号存在时滞的被控系统转化为无时滞的系统;最后,采用最优控制理论设计最优时滞反馈控制。仿真结果表明:对于含时滞的系统,若施加不考虑时滞影响的控制方法,则无法抑制颤振,所提控制方法的有效性不受时滞大小的影响,可有效抑制颤振的发生。 相似文献
328.
329.
旋转状态下叶片振动应力的断口反推法 总被引:4,自引:0,他引:4
提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值,对于叶片的故障分析及故障排除将具有重要的意义。 相似文献
330.