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为掌握固定几何气动矢量喷管气动性能,通过CFD数值模拟的方法,研究了主流落压比、扩张段二次流落压比、扩张段二次流角度和引射对固定几何气动矢量喷管轴向推力系数的影响;主流落压比、扩张段二次流落压比和扩张段二次流角度对矢量角的影响;主流落压比、喉道二次流落压比和喉道二次流角度对喉道控制率的影响。结果表明:随主流落压比增大轴向推力系数增大,矢量角减小,喉道控制率减小;随扩张段二次流落压比增大推力系数减小,矢量角增大;随喉道二次流落压比增大,喉道控制率增大;随扩张段二次流角增大轴向推力系数减小,矢量角略有减小;随喉道二次流角增大喉道控制率增大;随引射方式增加喷管推力系数增大。 相似文献
894.
基于CFD和CSM耦合的通用静气弹分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种适用于有限元精细化建模的流固耦合插值点选择方法,通过RBF(径向基函数)方法实现流固耦合面的数据交换,实现了基于CFD/CSM(computational fluid dynamics/computational structural mechanics)耦合的通用非线性静气弹分析方法。以HIRENASD(high Reynolds number aero-structural dynamics)风洞试验模型为验证对象,数值结果很好地与风洞试验结构变形、气动压力分布吻合,验证了所发展非线性CFD/CSM耦合静气弹求解器的精度。详细研究了HIRENASD模型在大迎角(AOA)流动下的静气动弹性特性,以及该模型弹性变形对机翼气动特性影响规律。研究表明:HIRENASD弹性模型变形后其升力小于刚性模型;在小迎角范围内刚性、弹性模型升力差随迎角增大呈线性增长;当迎角大于4°后,升力差先减小后基本保持不变,呈非线性关系。 相似文献
895.
针对四旋翼无人机控制模型耦合程度高、非线性关系复杂,设计了一种基于PID和LESO的控制方法,选取无人机的某个状态变量作为控制量,通过简化模型对状态变量进行解耦控制,进而在控制系统中加入线性扩张状态观测器(LESO),提高模型的抗干扰能力。通过仿真和实际飞行与传统PID方法进行比较,充分验证了自抗扰控制(ADRC)在无人机飞行控制中具有鲁棒性强、精度高、易于实现等特点。 相似文献
896.
897.
涡轮转子叶尖泄漏涡涡核稳定性及控制 总被引:2,自引:2,他引:2
以GE-E3第一级涡轮转子为研究对象,对转子叶尖泄漏涡涡核破碎特征和稳定性机理进行了分析和归纳。研究表明:叶尖泄漏涡涡核破碎的动力是离心不稳定性;发生失稳后,涡核区域迅速膨胀,形成低速的回流区;涡核的稳定性取决于螺旋因子和逆压梯度两个因素。然后,从涡核稳定性的角度开展了叶尖泄漏损失控制的研究,计算表明:叶尖叶型的负荷前移能够减少叶片尾缘附近间隙内的横向压力梯度;吸力面喉部位置以后型线拉直能够减少喉道后的扩压系数;通过这两个措施生成的新叶片能够有效地减弱叶尖泄漏涡,抑制涡核的不稳定性,减少叶尖泄漏流损失。 相似文献
898.
为了研究火箭发动机全尺寸泵后供应系统的动力学特性,运用脉动压力发生器设计了一种宽频水力激振系统,开展了液流试验和数据分析。结果表明:水力激振系统可以在0~1200Hz的频率范围内,产生时域幅值超过1.5MPa、高信噪比的压力脉动信号,达到了宽频率范围、高激励幅值的目的。通过对电动机转速的控制实现激励频率的可控变化,以满足不同频率激励策略的要求。提高管路系统的入口稳态压力,可以提高激振信号的幅值。通过合适的局部流阻分布,可以在宽频范围内提高水力激振信号的幅值,提高信噪比。 相似文献
899.
为有效预测轮盘的超转破裂行为,建立了1种基于连续损伤力学的预测方法。给出了该方法下基于光滑拉伸试验数据的直接时效GH4169合金弹塑性本构模型参数与损伤模型参数确定方法。对缺口半径分别为0.5、2和5 mm的3种缺口圆棒试样的拉伸响应曲线进行了有限元计算,并与试验结果进行了对比。结果表明:该模型可以较准确地预测缺口试样的极限拉伸载荷和拉伸断裂变形。采用弧长法对模拟盘的超转破裂过程进行了非线性有限元计算,使用模拟盘超转破裂试验进行了验证。该模型不仅可以较准确地预测模拟盘的破裂转速,还能有效预测模拟盘的超转破裂模式。对于实际轮盘破裂转速预测具有一定的指导意义。 相似文献
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