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91.
为了研究气动弹性对高超声速进气道性能的影响,基于模态方法对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析。首先,对DLR中GK01二维进气道实验模型进行数值模拟,计算结果与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。以此模型为研究对象,在时域内,对不同厚度的二维进气道薄壁结构进行气动弹性分析,其中二维进气道的模态数据从三维模态数据中提取。计算结果表明:(1)随薄壁结构厚度的增加,进气道的气动弹性特性由发散变为收敛,由于结构的固有频率比较接近,广义位移随时间的变化历程表现出"拍"效应;(2)即使是较小幅度的振动,也会对进气道性能产生较明显的影响,对于本文模型,其流量系数、总压恢复系数和压升比的最大变化幅度分别达到14.34%,25.07%和110.37%。因此,设计进气道结构时,应考虑气动弹性的影响。 相似文献
92.
基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明:DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构;与FFT分析结果相比,频率最大差异小于0.16%;且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析,所有模态的放大率均非常小,所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构,前三阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致,更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差,说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。 相似文献
93.
聚合多重网格法在旋翼前飞流场计算中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
基于非结构动态嵌套网格, 将聚合多重网格方法引入到旋翼的前飞流场计算中.从初始的整体非结构网格出发, 快速建立相互重叠的两个子域网格, 同时无需建立背景网格便可以确定初始洞边界和初始插值贡献单元, 且动态嵌套时无需更新洞边界, 并采用了一种无需背景网格便可快速查找新的贡献单元的方法.分区利用聚合法生成多重网格, 利用双时间方法分区运用三层网格V循环求解非定常Euler方程, 两区的流场参数在重叠区实现耦合, 对旋翼的前飞流场进行了计算.结果表明, 多重网格方法能够有效地加快旋翼前飞流场收敛. 相似文献
94.
为实现幂次乘波体的纵向静稳定设计,对幂次体激波面后流线的“凹凸”特性与设计参数之间的关系进行了研究,并以此为依据,通过数值计算的方法得到了设计参数与幂次乘波体纵向静稳定性之间的关系。结果表明:幂次体激波面后的流线由“内凹”和“外凸”两部分组成;设计参数c越大、n越小、设计Ma越大、前缘点布置的越靠前以及乘波体长度L越长,流线的“外凸”段所占比例越大,由此得到的幂次乘波体纵向也就越稳定;此外,在其他设计参数确定的情形下,前缘线形状的改变并不影响乘波体的纵向静稳定性。 相似文献
95.
通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。 相似文献
96.
螺旋桨非定常滑流数值模拟 总被引:6,自引:5,他引:6
运用非结构动态嵌套网格技术,通过求解三维非定常Euler方程,对螺旋桨飞机的螺旋桨滑流进行了真实数值模拟.动态嵌套网格方法通过建立运动区子域网格来模拟螺旋桨的旋转运动,静止的机身包含在静止区网格中,有效解决了螺旋桨滑流模拟中的相对运动问题.采用双时间方法求解控制方程,在每一个物理时间步上运用经典四步Runge-Kutt... 相似文献
97.
大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响。研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利。此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义。 相似文献
98.
为了对叶轮机多通道叶栅颤振进行研究分析,基于时域计算流体力学(CFD)方法,耦合简化的结构动力学方程,运用杂交的线性多步方法实现了对多通道叶栅的时域耦合颤振仿真.该耦合方法通过分析叶片的动力响应特性,获得叶栅的气动弹性稳定性特征.以标准叶栅颤振模型——STCF4 (Standard Test Configuration 4)为算例,计算结果表明该耦合方法与经典非耦合方法在对失稳区域的预测结果吻合得很好,证实了该耦合方法的正确性.运用该耦合方法计算了不同通道数下的自由响应,对比发现真实的叶轮机颤振与外流机翼颤振失稳的不同之处在于叶轮机叶排颤振失稳在很大程度上是一个多模态同时失稳问题;且由于出现不稳定的分支频率和阻尼都接近,叶片的时域响应会出现典型的葫芦节型发散. 相似文献
99.
精确预测音爆对超声速民机的研制具有重要意义。主流的音爆强度预测方法分为两步,首先通过风洞试验或CFD方法得到近场音爆过压(Over-pressure)分布,再运用修正线化理论或非线性声学理论将近场过压传播至地面,最终获得地面音爆的声压信号。本文运用典型标模对当前音爆数值预测方法的精度进行了验证和确认。在近场音爆过压分布的数值预测方面,分别考察了超声速尖点构型前缘修形尺度、不同空间离散格式和无黏/有黏流动控制方程求解对近场过压计算结果的影响。远场音爆预测方面,以LM1021全机构型近场过压分布为输入,使用基于波形参数法的远场传播工具分别考察了不同离散格式和有/无黏性计算的近场过压分布差异对地面音爆结果的影响。算例结果表明,尖点构型近场音爆预测中进行几何修形是十分必要的,使用相对合理的过渡球半径可以保证近场音爆预测精度,过大的修形尺度会对激波形状、激波和膨胀波的峰值均产生较明显的影响;就近场波形而言,熵相容格式计算得到的结果与试验测量值吻合最好,但不同离散格式导致的近场预测波形差异对传播到远场的波形关键指标(主要是最大过压和上升时间)的影响很小;是否计入黏性对近场波形结果尽管仅有小幅的影响,但将近场信号传播到远场得到地面波形时,这些细微差异会在远场波形的音爆评价关键指标上表现出明显的区别。 相似文献
100.