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961.
在风洞试验中,马赫数的稳定性和快速性对风洞流场品质有着重要影响。为了实现马赫数的精确控制,必须对马赫数进行快速、准确的预测。风洞试验积累了大量数据,大数据集包含了更多的有益信息,为实现马赫数的精确预测提拱了可能性,但也增加了建模的复杂度。通常高度复杂的模型会加重其在实际使用时的计算负担。针对大数据集问题,本文将随机森林方法应用于风洞马赫数建模。随机森林是一种集成模型建模方法,它从3方面降低模型的复杂度:产生多个样本子集,减少了子模型的训练样本个数;具有并行集成结构,子模型可在不同的CPU上运行,提高了运行速度;以简单学习算法回归树作为基学习机,降低了子模型的复杂度。试验证明基于随机森林的马赫数预测模型能够有效利用试验积累的大数据,满足工程上预测速度及精度的要求。 相似文献
962.
963.
三角翼大迎角风洞试验支架干扰数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
现代战争要求战斗机能够在大迎角(AOA)状态下进行过失速飞行,对飞机大迎角绕流流场的研究主要的方法有风洞试验和数值模拟。在大迎角风洞试验中,常用的是尾支撑方法,支架的存在会对模型的试验结果产生一定的影响,本文通过数值模拟来对这个影响进行研究。以开源计算流体力学软件OpenFOAM 2.3为平台,采用PIMPLE算法求解Navier-Stokes(N-S)方程,PIMPLE算法是SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations)算法和PISO(Pressure Implicit with Splitting of Operator)算法的结合体;采用基于有限体积的空间离散方法和空间二阶精度的线性插值方法,时间离散采用后向差分方法,湍流模型采用SA-DDES(Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation)模型。为了验证方法的可靠性,首先对0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼绕流流场进行计算,并将计算结果与试验结果进行对比,两者吻合较好。在此基础上,数值模拟了无支架的三角翼绕流流场,对比有/无支架情况下数值模拟结果,得到支架对三角翼绕流流场、背风面压强分布和气动力的影响。计算结果表明:大迎角情况下,有支架与无支架时相比,支架的存在会影响三角翼附近的流场(但是不会改变涡系等流动结构)、改变翼表面压强分布,从而导致三角翼的法向力系数和俯仰力矩系数发生明显变化。 相似文献
964.
连续旋转爆轰发动机冷流场的混合特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
连续旋转爆轰发动机(CRDE)中燃料和氧化剂的快速掺混是实现爆轰波成功起爆和稳定传播的重要前提,然而目前国际上关于这方面的研究还相对较少。本文采用大涡模拟(LES)方法,对非预混CRDE中燃料和氧化剂的混合过程及其主要机理开展深入研究。研究结果表明,非预混CRDE流场中存在欠膨胀特征、大尺度涡结构,以及回流区等复杂的流动现象,其中由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性产生的大尺度湍流涡结构是促进氢/氧混合的主要机制。此外,本文还考察了氧气喷注位置对非预混CRDE的流场结构和混合特征的影响,发现氧气喷注位置会影响射流剪切层形态、涡尺度,以及回流区分布等,进而影响氢气和氧气射流的混合过程和混合程度。与其他进气位置相比,氧气在靠近内壁面喷注时更有利于氢/氧的快速掺混。 相似文献
965.
针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。 相似文献
966.
采用 VOF 方法建立了大水滴撞击壁面的计算模型,模拟了大水滴以不同直径、不同速度撞击光滑壁面的动态撞击过程和撞击特性。计算结果表明:在大韦伯数情况下,水滴撞击光滑壁面会在铺展过程中发生边缘水滴飞溅;在水滴撞击壁面的收缩阶段,随着水滴直径的减小和水滴速度的提高,会发生液膜缓慢收缩、边缘液环和液膜分离、中心处部分液膜和边缘液膜分离、液膜完全破裂等不同结果;当水滴直径和撞击速度增大时,同一时刻水滴的铺展半径、最大铺展半径、最大铺展系数增大;水滴在壁面上达到最大铺展系数所用的无量纲时间随水滴直径增大而增大,同一直径水滴不同初始速度下达到最大铺展系数所用的无量纲时间变化较小。 相似文献
967.
遄达XWB发动机是RR公司遄达系列发动机的第6个也是最新的型号。该发动机在风扇支承结构、带冠高压涡轮工作叶片与中压涡轮级数上突破了RR公司的传统设计,各部件采用了21世纪初开发和验证的一些新技术。通过概述遄达XWB发动机的发展背景和研制进展,重点分析了总体结构及各部件结构设计的特点,得出该发动机在性能、经济性、排放特性、噪声特性、维修成本等方面具有良好的综合性能。 相似文献
968.
为了研究高Karlovitz(Ka)数下湍流预混火焰的驻定机制和火焰结构,采用化学热力学建表方法结合假定概率密度函数(PDF)模型,对值班预混射流火焰(PPJB)进行大涡模拟(LES)研究。选取自点火模型作为建表模型,使用假定PDF模型考虑湍流和化学反应之间的相互作用,其中假定双混合物分数的概率密度分布为Dirichlet分布,反应进度变量的概率密度分布为β分布。模拟结果表明,能较好预测PPJB火焰的温度和主要组分的分布。使用中间组分(CO和OH)的质量分数来定性描述PPJB火焰结构,结果表明高Ka数下火焰结构受到湍流涡旋的显著影响。 相似文献
969.
为了更好地设计大涵道比风扇转子及外涵导叶(OGV),采用非线性谐波法对某大涵道比风扇转子及OGV进行了非定常和定常数值计算,2种计算方法获得的风扇外涵级的流量、增压比、绝热效率有一定差异,并分析了性能变化的原因。通过对其典型截面的非定常流场进行快速傅里叶分解,在频域内分析了风扇转子和OGV之间的转静干扰效应,以及交界面典型脉动量的周向波形,从频域的角度分析了影响性能的原因;同时观察到一些时域中难呈现的现象。结果表明:通过非定常数值计算,大涵道比风扇外涵级绝热效率曲线随时间变化呈现正弦曲线的形状,幅值约为0.59个百分点;风扇外涵级绝热效率最高、最低点分别出现在风扇尾迹通过静子通道的约3/4和1/4处。 相似文献
970.
采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型(含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等)进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是:随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。 相似文献