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961.
基于CFD技术的叶片颤振分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用CFD技术,引入等叶片间相位角假设,运用非耦合的能量法,研究了典型叶轮机叶片的颤振特性。采用有限体积法求解NS方程,运用SST湍流模型,通过恒定叶间相位角简化叶轮机流场,计算了NASARotor67和STCF4(the Fourth Standard Configuration)的振动叶片的流场特性。计算表明:转子67采用碳钢材料时,在效率峰值的工况下,叶片不会发生颤振;而STCF4在一阶弯曲振动中会出现不稳定;叶间相位角(IBPA)对振动叶片的气动弹性稳定性有明显的影响。 相似文献
962.
963.
柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。 相似文献
964.
基于CFD的带控制舵导弹的动导数计算 总被引:4,自引:4,他引:0
介绍了基于计算流体动力学(CFD)的阻尼导数预测方法以及其在复杂带控制舵导弹外形的俯仰/滚转阻尼导数预测中的应用.方法采用求解三维非定常ALE(arbitrary Lagrangian-Eulerian)形式RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程加湍流模型的方法得到模型强迫运动的气动力时间历程,再通过绕模型非定常运动过程得到的气动力迟滞曲线计算得到俯仰及滚转阻尼导数.为了验证采用数值方法的正确性,针对基本带翼导弹外形,采用强迫模型按正弦形式振动,计算得到了超声速范围内马赫数从1.5到2.5的俯仰及滚转稳定性参数,通过与风洞试验及弹道数据结果的比较发现,两者吻合较好. 相似文献
965.
对一台单级轴流压气机静子叶片非定常表面压力进行了测量.叶片非定常表面压力分析表明:失速前,叶片非定常表面压力的主要影响因素为相邻叶排叶片的尾迹和势扰动,叶片非定常表面压力及气动力波动的幅值大小取决于压气机的总压升,主导频率为叶片通过频率及其倍频(主要为2倍频和3倍频),其频率是转子转动频率的整数倍;失速后,叶片非定常表面压力的主要影响因素转变为旋转失速团,主导频率为失速团频率,其频率小于转子转动频率. 相似文献
966.
管内激波串振荡和壁面脉动压力特性 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了管内激波串振荡引起的壁面压力脉动特性。采用直联风洞实验方式结合动态压力测量技术获得了矩形管道内不同激波串位置下的壁面压力分布数据,对所得压力脉动幅值、功率谱密度曲线等结果进行分析,探讨激波串流动非定常特点与引起压力脉动的机制。 相似文献
967.
968.
为了有效实现跨音速气动伺服弹性的分析与综合,应用Volterra级数理论建立了一种跨音速非定常气动力状态空间建模方法.小扰动假设下的跨音速非定常气动力可以近似地表示为一阶Volterra级数的形式.通过CFD(Computation Fluid Dynamics)技术计算得到由结构变形产生的非定常气动力阶跃响应可辨识出Volterra核,由此得到频域的广义非定常气动力影响系数.利用气动力有理函数拟合,得到气动弹性状态空间模型.为验证气动力建模的有效性,以后掠机翼为例进行颤振计算.结果表明,Volterra级数方法得到的非定常气动力模型能够反映一定的跨音速气动特性,颤振计算与CFD-CSD(CFD-Computation Structure Dynamics)的计算结果吻合很好. 相似文献
969.
当燃油消耗率的推力系数为常数时,运用解析方法给出了分别要求远航、久航性能时最佳巡航状态(飞机姿态、速度)的计算方法,并给出了飞机采取等姿态或等速度飞行策略下的航程与航时计算方法.结论是,为得到远航性能要求飞机采取变姿态、变速度飞行策略,为得到久航性能要求飞机采取等姿态、变速度的飞行策略.通过算例表明,只要选取的飞行参数接近最佳飞行状态,当采取等姿态、变速度飞行策略时,也能得到接近最佳远航的航程.当燃油消耗率的推力系数不为常数时,也对上述问题进行了研究,并给出了主要计算过程. 相似文献
970.