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51.
在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次数值模拟试验。优化得到的最大升阻比为21.619。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟试验得到的最大升阻比为21.640,两者相对误差为0.093%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化设计得到的最大升阻比提高了4.64%,总阻力减少了6.25%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.55%,改善了对结构强度的设计限制。 相似文献
52.
53.
多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。 相似文献
54.
为了实现复合材料表面涂层划痕的多点自修复,研究多级管径的修复剂输送系统。在涂层中分别布置了主管道、次级管道以及末端微纳/多孔结构,构成多级微脉管修复剂输送系统。研究发现三级微脉管输送系统输送修复剂的效果最好,修复剂扩散更为均匀,扩散速度更快;主级管道水平布置更为合理,管道不易堵塞,修复剂输送更流畅,而且将主级管道嵌入基体中,可以减少其对涂层性能的影响。对末级管道结构的进一步研究表明,导流网结构比多孔泡沫镍的输送效果更好。因此,使用将主管道水平嵌入基体,末端微纳结构使用导流网的三级微脉管系统有望应用于复合材料表面涂层划痕的自修复。 相似文献
55.
56.
为了验证多级轴流压气机级间引气对其性能的影响,建立了在设计过程中优化改进级间引气的依据,基于数值模拟和试验的方法,研究了级间引气对某总压比20以上的10级轴流压气机总性能和匹配特性的影响。结果表明:引气对压气机各级的单级特性影响较小,但改变了压气机进口总流量和引气上下游的流量分配及级间匹配,进而影响了压气机的总性能。在多级轴流压气机设计转速状态下,前面级处于流量堵塞工况,与第7级引气相比,第4级引气可显著增大压气机的流量,改变压气机匹配特性,引气位置越远离压气机进口对总流量的影响越小。试验结果表明:第4级引气增加或者减少2%,总流量相应增加0.8%或者减少1.3%。相比第4级增加引气,第4级减少引气对压气机性能影响更为显著。试验得到的引气对压气机总性能、各级工作点匹配影响与数值模拟的一致。 相似文献
57.
以某多级轴流压气机为研究对象,采用数值模拟的方法研究了叶顶间隙和减振阻尼台对压气机气动性能的影响。研究揭示了叶顶间隙变化对叶顶泄漏流动的影响规律,分析了各级转子叶顶间隙变化对多级轴流压气机性能影响的相对大小。研究发现针对所研究的多级轴流压气机,第5级转子叶顶间隙的变化对压气机性能的影响幅度最大,当叶顶间隙从0.390 mm增加到1.007 mm时,级效率下降了1.72%;而其他级的效率下降幅度较少,最大降幅不超过0.6%。此外,研究了第1级及第5级转子叶片阻尼台对多级压气机性能影响,分析了阻尼台对流场结构及流通能力的影响,揭示了阻尼台影响性能的机理。研究结果表明,当存在阻尼台时,多级轴流压气机的峰值效率、峰值压比以及堵塞质量流量都会下降,其中峰值效率下降了1.6%,峰值压比下降了1.2%,堵塞质量流量下降了1.2%;尤其是第1级和第5级效率明显下降,第1级级效率下降约5.2%,第5级级效率下降约1.6%。在阻尼台存在的地方总压损失大,密流值会降低,流通能力会下降。 相似文献
58.
讨论了基本的多级安全模型存在的主要缺陷,如推理通道问题。系统的可用性、灵活性受到严格的“向下读,向上写”规则的限制问题.不能保证数据完整性。通过引入多实例和伪元组.并重新定义读写规则.使改进后的模型更具安全性、灵活性和可用性。 相似文献
59.
60.
将旋翼涡系理论与旋翼噪声计算方法相结合,建立了一个新的适用于桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声简化计算的方法。一方面,为推导桨-涡干扰噪声的解析表达式并简化运算过程,气动计算采用了基于实验的Beddoes修正涡系模型,噪声计算则使用Farassat 1A声学公式的载荷噪声项,并通过紧致源假设,实现了旋翼BVI噪声的解析推导;另一方面,为了分析直升机飞行参数对旋翼桨-涡干扰噪声的影响,将旋翼的飞行姿态与直升机旋翼气动计算模型相结合,建立了受飞行参数影响的BVI噪声声压计算模型。然后,进行了相关的算例计算,并与可得到的实验数据进行了对比,验证了所建立方法的有效性。在此基础上,应用该方法研究了桨-涡干扰状态下飞行参数对桨盘入流、桨-涡垂直间距这两个重要参数的影响,着重计算分析了斜下降飞行时出现强BVI噪声辐射的飞行航迹角和前进比范围,得出了有意义的结论。 相似文献