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191.
由于微型扑翼飞行器具有体积小、重量轻等特点,在飞行过程中会产生明显的柔性变形,因此在对扑翼气动特性进行数值模拟时,有必要考虑柔性变形的影响。基于结构动力学理论,发展了一种适用于扑翼全机气动结构耦合特性的数值模拟方法与一种适用于扑翼的结构动力学求解方法。方法利用哈密顿原理,对动能和应变能进行变分,进而得到扑翼动力学方程,采用结构有限元方法对运动方程进行离散并求解;采用基于嵌套网格的CFD求解器对微型扑翼全机非定常绕流进行数值模拟。采用CFD/CSD耦合求解器对微型扑翼飞行器全机气动结构耦合特性进行数值模拟,分析了结构变形对柔性扑翼气动特性的影响,并分别对扑动过程中刚性扑翼和柔性扑翼的压心变化范围进行研究,分析了结构变形对柔性扑翼稳定性的影响。 相似文献
192.
193.
为研究铝合金材料的高温多轴疲劳失效规律,本文在175℃温度环境下对2A12-T4铝合金实心圆棒试样进行拉扭复合加载试验。在相同的等效Von-Mises应力幅值下,通过观察并记录不同加载循环下的裂纹萌生与扩展情况,研究加载参数(应力幅比λ与相位差φ)对裂纹萌生及扩展影响。试验结果表明,当试样表面存在最大切应力平面时,裂纹优先在最大切应力平面附近萌生并传播,最大切应力平面为危险平面;在λ=0.5、φ=90°这种特殊情况下,试验表面各处切应力相同时,裂纹优先在最大正应力平面附近萌生并传播,最大正应力平面成为危险平面,当正应力主导裂纹传播时,由裂纹萌生至疲劳断裂这一过程仅占总寿命的16.2%,容易发生快速断裂;在λ=0.5、φ=0°和λ=0.5、φ=90°这两种加载条件下,裂纹的传播过程中存在第I阶段向第II阶段转变的过程,断口平整并且存在脆性条纹,断口表现趋向于脆性断裂;当λ=1、φ=90°和λ=√3、φ=0°这两种加载条件下,没有明显的第I阶段向第II阶段的转变,断口存在明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,且凹凸不平,为典型的混合型断裂。 相似文献
194.
195.
将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 Choi-Merkle 矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景 相似文献
196.
197.
198.
OA212翼型主动流动控制的数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟的方法,探讨了基于零质量射流的主动流动控制技术对OA212旋翼翼型动态失速的控制效果和控制特性.以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.空间离散采用AUSM~+-up格式,时间推进采用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格方法加速收敛.通过在喷口上施加非定常边界条件来模拟射流对翼型绕流的影响.研究了不同类型射流、不同位置射流以及不同控制参数(频率、相位、偏角、动量系数等)对动态失速控制效果的影响.研究表明:零质量射流和传统的定常射流均可减小动态失速迟滞环的回线面积,但在提高最大升力方面零质量射流明显优于定常射流;在12%c和62%c处施加组合零质量射流的控制效果最为明显. 相似文献
199.
PI/SiO_2复合薄膜导热性能理论预测和实验验证 总被引:1,自引:0,他引:1
在对复合材料导热性能的多种预测模型进行理论分析和对比研究的基础上,应用自行研制的亚微米/微米薄膜材料热性能测试仪和差示扫描量热仪(DSC)对聚酰亚胺(PI)及其复合薄膜PI/SiO2的热扩散率和比热进行了实验研究,通过导热系数实测值和模型预测值的对比,显示预测模型中考虑填充颗粒尺寸分布的Sorin模型预测值与实验值更为吻合。理论预测和实验研究均表明,在20~160℃温区内,PI/SiO2的导热系数随着SiO2添加量的增加和温度升高呈现明显增大的趋势。 相似文献
200.