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931.
本文给出了一种求解二维可压Navier-Stokes(简称N-S)方程的边界元法。使用线化技术把控制方程变成变系数的线性偏微分方程,其基本解由组合代数的方法构造,从而给出了N-S方程的积分表达式。本文计算了几例低R_e数的跨声速翼型绕流,结果表明边界元法可以应用到可压粘流中。 相似文献
932.
933.
934.
平板及减阻沟槽表面雷诺切应力的实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用二维LDV系统对零压力梯度下光滑面和减阻沟槽面湍流边界层流场进行对比测量.着重考察了相同流动条件下光滑面、沟槽面的槽及峰上部区域雷诺切应力的分布特性,并利用象限分析法研究了沟槽面对湍流边界层相干结构的影响.研究发现:减阻沟槽面槽峰增强了雷诺切应力水平,使其上部区域下扫事件的平均强度增强;而槽部则抑制了雷诺切应力水平,削弱了其上部区域下扫事件的强度;沟槽上部区域雷诺切应力水平的降低幅度高于槽峰上的增加幅度.由此可以认为:沟槽的抑制作用抵消了沟槽峰部的增强效果,使得近壁区内动量交换水平减弱,从而,减阻沟槽面的雷诺切应力在总体上表现为减小. 相似文献
935.
936.
航空发动机各部件在单独进行3维仿真时,其流道气动参数和部件性能参数与总体匹配设计值之间通常存在一定的偏
差,为减小部件仿真与总体设计值之间的差异,将工程设计应用较为广泛的总体性能程序和各部件3维模型相结合,开展各部件3
维模型在整机匹配约束条件下考虑部件之间相互影响的性能联合仿真,探索了多部件联合仿真方法,建立整机3维仿真架构,通
过整机3维仿真获得了航空发动机多部件内部及部件间界面流动情况。仿真结果表明:主流道流场参数相比单部件3维仿真更加
接近设计值,与设计值之间的偏差量不超过4%,满足工程应用要求。提出了整机匹配约束下航空发动机多部件3维性能仿真技
术发展思路。 相似文献
937.
为有效降低使用计算流体力学(CFD)方法的设计成本和周期,降阶模型(ROM)得到广泛关注。对于复杂的可压缩流动,使用本征正交分解(POD)等线性方法进行流场降维,需要大量模态才能保证流场重建的精度,采用非线性降维方法能够有效减少所需模态数。卷积自编码器(CAE)是一种由编码器和解码器组成的神经网络,能够实现数据降维和重构,可看作是POD方法的非线性拓展。采用CAE进行流场数据的非线性降维,同时使用长短期记忆(LSTM)神经网络进行流场状态的时间演化。对于不可压缩问题,使用自编码器和LSTM结合进行流场重构的方法已有较多研究,选择一维Sod激波管、Shu-Osher问题、二维黎曼问题和开尔文-亥姆霍兹不稳定性算例,测试该ROM对非定常可压缩流动的有效性,同时基于POD方法,在不同模态数下构造Sod激波管和黎曼问题的ROM作为对比。结果表明:对于非定常可压缩流动,CAE-LSTM方法能够在使用较少自由变量数的前提下获得较高的重构和预测精度。 相似文献
938.
针对带有变弯度后缘的机翼建立了阵风响应分析的数学模型,并开展了阵风响应减缓的仿真研究。采用计算流体力学(CFD)方法计算变弯度后缘给定动态偏转运动下的广义非定常气动力,并基于状态观测器法辨识CFD数据建立后缘动态偏转下的广义气动力模型,采用面元法计算模态运动、阵风引起的广义气动力,利用广义预测控制(GPC)方法设计阵风减缓控制律,在此基础上对变弯度后缘与传统铰链舵面动态气动力特性进行对比。仿真结果表明:基于变弯度后缘的GPC方法能够有效减缓由阵风引起的机翼翼尖加速度响应,翼尖加速度减缓效率为44.33%;相比传统铰链舵面,变弯度后缘偏转时弦向剖面上下表面压力分布更连续,相同舵偏下对机翼动态气动力影响更大,阵风响应减缓效率也更高,采用变弯度后缘进行阵风减缓具有更为广阔的应用前景。 相似文献
939.
受制备工艺约束,复合材料热结构内部的基体会存在不可忽视的细观孔隙缺陷。本文基于航天材料及工艺研究所制备的热结构CT图像开发了一种能够识别基体细观缺陷的机器学习模型,通过将注意力机制模块与深度学习框架进行结合,利用注意力机制模块能够关注特定预期分割目标区域的特点,实现对热结构CT图像进行图像分割,试验证实本方法能够识别局部细观孔隙等缺陷,提升图像分割的精度。为了定量分析缺陷的几何形貌,本文提出采用分形维数对其进行表征,最后重点研究热结构制造缺陷的形貌定量分布规律。 相似文献
940.