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以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建发动机附面层测量试验系统,进行了多种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的附面层测量试验。通过试验数据分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机进口附面层厚度的影响。建立三维数值模型,计算了相应工况下的附面层特性,计算数据与试验数据吻合良好。研究结果表明:随着发动机状态的增大,进气道出口的附面层物理厚度增大、附面层位移厚度减小,附面层对空气流通能力的影响降低。 相似文献
355.
来流边界层厚度对开式空腔气动声学特性的影响分析 总被引:3,自引:0,他引:3
分析了不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)对长深比(L/D)为8的开式空腔内不同测点的声压级分布和声压频谱特性的影响。试验马赫数是0.6和1.5,相应的Re为1.23×107和2.26×107(基于每米)。结果表明,δ/D减小,导致开式空腔内不同测点声压级均有不同程度的增大;导致空腔上方剪切层与腔内流动或腔后壁相互作用能量增加,引起腔内同一测点不同离散频率对应的声压级增大。可见,δ/D减小,腔内流动自激振荡更易引起空腔自身结构和腔内储藏物结构振动和疲劳破坏。 相似文献
356.
357.
Topology optimization of compliant adaptive wing leading edge with composite materials 总被引:1,自引:2,他引:1
An approach for designing the compliant adaptive wing leading edge with composite material is proposed based on the topology optimization. Firstly, an equivalent constitutive relationship of laminated glass fiber reinforced epoxy composite plates has been built based on the symmetric laminated plate theory. Then, an optimization objective function of compliant adaptive wing leading edge was used to minimize the least square error(LSE) between deformed curve and desired aerodynamics shape. After that, the topology structures of wing leading edge of different glass fiber ply-orientations were obtained by using the solid isotropic material with penalization(SIMP) model and sensitivity filtering technique. The desired aerodynamics shape of compliant adaptive wing leading edge was obtained based on the proposed approach. The topology structures of wing leading edge depend on the glass fiber ply-orientation. Finally, the corresponding morphing experiment of compliant wing leading edge with composite materials was implemented, which verified the morphing capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing compliant wing leading edge. The present paper lays the basis of ply-orientation optimization for compliant adaptive wing leading edge in unmanned aerial vehicle(UAV) field. 相似文献
358.
平流层飞艇尾部形状对气动阻力的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究平流层飞艇尾部动量边界层厚度与尾涡结构,应用LES(大涡模拟)方法计算了零攻角工况下飞艇绕流场,并对LOTTE和M-LOTTE两种飞艇进行了对比分析.采用Q分布和涡量描述回转体尾涡结构,根据Q分布可以确定M-LOTTE飞艇较LOTTE飞艇尾部分离区显著减小;并分析了回转体的轴对称曲面动量边界层厚度对飞艇气动阻力的影响,随着飞艇尾部厚度逐渐减小,动量边界层厚度逐渐增大,M-LOTTE飞艇尾部动量边界层厚度明显小于LOTTE飞艇.飞艇尾部动量边界层厚度分布说明了M-LOTTE飞艇的总阻力系数较LOTTE飞艇降低17.2%的原因,同时也表明飞艇尾部形状对飞艇气动阻力影响较大. 相似文献
359.
在设计机翼时,要求机翼不仅要具有足够的强度,而且还应具有足够的刚度,以保证其满足气动特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度设计对机翼强度和刚度影响很大。所以,如何设计翼梁腹板厚度的展向分布,使机翼满足强度要求和刚度要求,是一个非常有意义的问题。本文针对某无人机机翼结构,研究了满足静强度要求、气动特性要求和副翼操纵效率要求的弹性机翼腹板厚度展向分布的设计方法。首先,根据无人机机翼气动特性设计要求设计机翼的刚度大小沿展向分布;然后,根据展向机翼刚度展向分布设计机翼腹板厚度分布;最后,分析该无人机在给定设计飞行状态下的强度和副翼操纵效率,并对其进行优化。 相似文献
360.
不同出口形状S形喷管的RSC特性 总被引:1,自引:0,他引:1
采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管,结合等效边缘电磁流(EEC)法和迭代物理光学(IPO)法开发了计算程序;EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面(RCS)的贡献;IPO法分析S形喷管腔体产生的散射场对S形喷管RCS的贡献;通过对两种电磁场所产生的电磁波的矢量叠加计算S形喷管的总RCS;在此基础上,研究了3种不同出口形状的S形喷管的RCS特性.结果表明:出口形状对RCS影响较大;圆形出口是3种S形喷管中RCS最小的;相互错位的锯齿修型可有效减小喷管的RCS;喷管的S形结构设计使得全局探测角内总散射场的RCS不关于0°探测角对称,并使得最大RCS移向正探测角. 相似文献