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161.
为改进隐身飞行器推进系统的气动性能,针对S弯进气道开展了设计和分析。基于数值模拟方法、代理模型和遗传算法构建了一套自动优化方法。在优化设计过程中,结合参数化建模、网格自动生成和改进(SST)湍流模型求解,应用优化方法对飞行器进行了多目标设计,得到了进气道的优化推荐构型。应用尺度自适应模拟(SAS)方法对优化进气道气动性能进行了全面和细致的分析。研究结果表明:SAS方法可以较好地模拟S弯进气道的流动,优化设计能够极大地改进S弯进气道的气动性能;相比原始设计,优化进气道设计点的总压畸变指数降低了16.3%,总压恢复系数提高了1.1%。 相似文献
162.
一种受总体限制的弹用S弯进气道的设计和实验验证 总被引:6,自引:1,他引:6
在飞行器总体对发动机进气道长度、偏距和相贯位置有特定要求及叉形弹翼根部空间的限制情况下,设计了一种大偏距、短扩压的S弯进气道。进气道的设计特点是在唇口后保证有尽可能长的S弯扩压段,扩压段在采用合理的中心线变化规律和面积变化规律的情况下,通过变宽度的方法确定截面形状,以满足总体要求。风洞模型实验结果表明:1.进气道具有良好的气动性能,高的总压恢复系数(σ>0.985),较低的周向稳态总压畸变指数(Δσ0<1.0%)和径向稳态总压畸变指数(Δσp<2.8%);2.在一定马赫数下,进气道性能对正攻角和偏航角不敏感,仍保持高的总压恢复系数和低的畸变;3.进气道出口气流紊流度较低(—Tu<2.5%),因此进气道出口截面的总畸变指数低(w<3.0%)。 相似文献
163.
164.
165.
零泊松比十字形混合蜂窝设计分析及其在柔性蒙皮中的应用 总被引:2,自引:1,他引:2
柔性机翼变弯度/展/弦长方案需要蒙皮在面内具有一维大变形能力,并且在垂直平面方向能够提供足够的抗压和抗弯刚度。设计了一种零泊松比十字形混合蜂窝,支撑弹性胶膜构成柔性蒙皮结构。研究了十字形混合蜂窝的面内变形机理、蜂窝力学特性与单元形状参数的关系,针对蜂窝的面内单向变形能力进行了参数优化;将蜂窝结构等效为正交各向异性材料,研究了十字形混合蜂窝的面外抗弯能力及其影响因素;根据后缘变弯度机翼柔性蒙皮设计要求,研究了十字形混合蜂窝结构参数的适用性。结果表明这种蜂窝能够满足柔性蒙皮的使用要求,且质量轻、易驱动。 相似文献
166.
对带有周向前弯和周向后弯叶片的低压轴流风机,采用双丝热线技术实验研究了周向弯曲叶片出口三维流动随流量降低变化规律。基于测量结果,详细阐述了周向弯曲叶片流道内三维流动结构的演化发展过程,分析非设计工况下叶片弯掠对流动的影响规律,结合径向平衡方程讨论了周向弯曲叶片对变工况边界层迁移的控制。结果表明:小流量工况下,周向弯曲叶片显著改变了流道内流动结构,且明显改善上下端壁区域的流通性,对于扩大稳定工作范围有着积极的作用;由于旋转离心力的增大,Fr对于径向压力梯度影响也发生变化,从而改变边界层的迁移方向和速度。 相似文献
167.
针对共腔结构的航空发动机双转子系统单点碰摩和局部碰摩引起的弯扭耦合振动问题,建立了含碰摩力、不平衡力、转
速控制力矩的弯扭耦合动力学模型。采用4阶龙格-库塔法进行数值仿真分析,结合时域图、频域图、轴心轨迹图分析了转盘偏心
距、碰摩刚度等参数变化以及碰摩类型、转速控制时延等对双转子系统弯扭耦合振动特性的影响。结果表明:偏心距和碰摩刚度
的增大,会加剧碰摩,其特征频率的最大幅值分别增大了0.1×10-4 m和4×10-4 m左右;局部碰摩的振动响应要比单点碰摩的更加剧
烈,其特征频率的幅值更大,特征频率的成分也更复杂;转速控制时延会使系统振动不稳定,且延迟时间越长,系统振动越不稳定。
在航空发动机设计时应当充分考虑转速控制时延的影响。 相似文献
168.
169.
170.