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71.
基于PIV技术的单圆孔脉冲射流流场特征 总被引:1,自引:1,他引:0
对稳态射流及脉冲射流冲击靶板时的流场特性结构进行了探索和分析。采用高频粒子图像测速技术,在射流管口到冲击靶板间距为6倍管径的条件下,对稳态射流进口雷诺数为6 000的稳态射流及脉冲频率为20 Hz的脉冲射流进行了实验测量,得到了射流核心区、壁面射流区及滞止区内的速度分布。研究发现:①由于射流剪切作用的影响,脉冲射流核心区的最大轴向脉动速度为稳态射流的3倍。②滞止区内,由于射流的剪切作用和壁面的滞止作用,导致了脉冲射流轴向速度梯度最大为稳态射流的2倍,同时,滞止区内的最大脉动速度是稳态射流脉动速度的3倍。③脉冲射流对壁面的卷吸以及旋涡的产生和传播过程,破坏了壁面射流区稳定的速度边界层。相比稳态射流,脉冲射流的流场增加了湍流相干结构的含能并产生周期性的大尺度卷吸涡。 相似文献
72.
《中国航空学报》2020,33(6):1692-1702
An Arbitrary Lagrangian–Eulerian (ALE) approach with interface tracking is developed in this paper to simulate the supersonic parachute inflation. A two-way interaction between a nonlinear finite element method and a finite volume method is accomplished. In order to apply this interface tracking method to problems with instantaneous large deformation and self-contact, a new virtual structure contact method is proposed to leave room for the body-fitted mesh between the contact structural surfaces. In addition, the breakpoint due to the fluid mesh with negative volume is losslessly restarted by the conservative interpolation method. Based on this method, fluid and structural dynamic behaviors of a highly folded disk-gap-band parachute are obtained. Numerical results such as maximum Root Mean Square (RMS) drag, general canopy shape and the smallest canopy projected areas in the terminal descent state are in accordance with the wind tunnel test results. This analysis reveals the inflation law of the disk-gap-band parachute and provides a new numerical method for supersonic parachute design. 相似文献
73.
《中国航空学报》2020,33(1):161-175
Implementation of an opposing jet in design of a hypersonic blunt body significantly modifies the external flowfield and yields a considerable reduction in the aerodynamic drag. This study aims to investigate the effects of flowfield modeling parameters of injection and freestream on the flow structure and aerodynamics of a blunt body with an opposing jet in hypersonic flow. Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations with a Shear Stress Transport (SST) turbulence model are employed to simulate the intricate jet flow interaction. Through utilizing a Non-Intrusive Polynomial Chaos (NIPC) method to construct surrogates, a functional relation is established between input modeling parameters and output flowfield and aerodynamic quantities in concern. Sobol indices in sensitivity analysis are introduced to represent the relative contribution of each parameter. It is found that variations in modeling parameters produce large variations in the flow structure and aerodynamics. The jet-to-freestream total-pressure ratio, jet Mach number, and freestream Mach number are the major contributors to variation in surface pressure, demonstrating an evident location-dependent behavior. The penetration length of injection, reattachment angle of the shear layer, and aerodynamic drag are also most sensitive to the three crucial parameters above. In comparison, the contributions of freestream temperature, freestream density, and jet total temperature are nearly negligible. 相似文献
74.
针对三维叶片时域流固耦合振动响应计算普遍耗时的问题,采用一种假设整体结构的模态位移,求解固体时域响应和实现高效网格变形,发展了一种3维时域流固耦合分析的整体弹性结构方法,并应用于压气机叶片0°和180°相位角的气动稳定性分析中。结果表明,所发展方法的计算结果与传统双向时域算法和文献的结果较为吻合,而计算效率相比于传统算法显著提升;在所分析的两个相位角下,叶片振动的气动阻尼均随流量减小先增大后降低,相比于0°相位角,180°下叶片的气动稳定性大幅提高,表明该方法能有效应用于叶片的工程流固耦合研究。 相似文献
75.
直升机旋翼桨叶剖面结构设计是研究旋翼动力学设计的基础。提出一种联合拓扑优化和形状优化的 两级优化设计方法,可用于桨叶剖面结构的设计。第一级优化以变密度法(SIMP)作为拓扑优化的材料插值方 法,以桨叶体积最小化为设计目标,约束桨叶节点位移和应力,建立桨叶的拓扑优化求解模型;第二级优化以重 构的桨叶模型为基础开展形状优化,降低局部应力集中以及找到合理的边界节点位置。对优化后的模型进行 有限元分析,结果表明:通过拓扑优化和形状优化的两级优化,能够得到满足强度和稳定性要求的结构布局,为 桨叶结构设计提供指导方案。 相似文献
76.
MTPS蜂窝夹芯结构传热性能及热应力分析 总被引:4,自引:0,他引:4
对于金属防热结构的蜂窝夹芯结构的稳态情况,基于材料的全灰体假设,同时考虑热传导和热辐射两种传热形式对温度场的耦合作用,利用热流量守恒建立了蜂窝芯层温度场的非线性积分方程。离散化后利用数值方法得到方程组的数值解。对于美国兰利研究中心的实验结果,与本文方法的对比计算结果基本吻合。进一步,利用计算结果讨论了给定面板温度边界情况下,下面板、柱体层的灰度、蜂窝结构长径比对夹芯温度场的影响。并根据温度场和近似的应力分析模型,用半解析结果讨论了稳态情况下蜂窝芯层上的热应力。 相似文献
77.
78.
79.
对一类非线性不确定导弹控制系统,采用自适应方法进行了基于滑模理论的变结构控制器设计。该方案使得采用反演手段产生的微分爆炸问题得到较好的回避,同时构造自适应律,消除了不确定性对系统的影响,最后通过构造Lyapunov函数方法,确保了系统的鲁棒稳定性。文末仿真结果表明了该方案的有效性。 相似文献
80.