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92.
YANG Shu-bo WANG Xi LONG Yi-fu LI Zhi-peng HU Zhong-zhi YIN Kai ZHANG Rong 《航空动力学报》2016,31(12):3042-3053
Since ambient conditions vary in a wide range within the full flight envelope, the existing piecewise linear model (PLM), which is based on sea-level static condition with use of corrected parameters for other points in the flight envelope, cannot meet the accuracy for replacing the nonlinear model. To obtain more accurate linear models, a method of partitioning the flight envelope over a grid of Mach number and altitude boxes was suggested. Then, a set of linear models for a given operating condition was selected by picking the nearest (Mach number, altitude) box in the flight envelope. Through the selected set of linear models, interpolating for power level based on a weighted sum of corrected rotor speeds can obtain a linear model with acceptable accuracy. Simulation results of different points within the full flight envelope showed that the maximum error between nonlinear model and the existing PLM was more than 50%, while the maximum error between nonlinear model and the improved PLM was within 8%. It is concluded that the improved PLM performs accurately, especially under the non-standard conditions. In addition, the improved PLM can satisfy the real-time requirement better than the existing PLM. 相似文献
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基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的. 相似文献
94.
95.
针对民用涡扇发动机,研究了一种基于模型的航空发动机容错控制策略.在发动机原有闭环控制系统的基础上,该策略对发动机各控制量进行容错控制修正,达到缓和甚至消除故障对控制系统影响的目的.针对民用涡扇发动机常见的高压压气机和高压涡轮性能退化故障,提出了以恢复发动机运行性能为目的的性能指标,通过遗传算法离线计算得到容错控制计划表,并利用插值计算实现在线容错控制.经仿真验证,该策略控制性能良好、实现简单.结果表明:在确保各温度限制不超标的情况下,受影响较大的增压级喘振裕度恢复至故障发生前的水平,同时风扇与高压压气机喘振裕度的降幅不超过5%,推力的降幅不超过3%. 相似文献
96.
本文发展了一套二维流热耦合数值模拟程序,流体域中采用结构化网格,固体域中采用非结构化网格,流体域和固体域耦合面上的网格为非匹配连接。为了使该程序能够同时模拟低速不可压流动,程序中还加入了预处理方法。此外,本文还发展了一种能较好保持通量守恒的界面插值技术,来处理流体域和固体域耦合面上的非匹配网格。数值计算结果与实验值或商业软件结果的对比表明:本程序中的预处理方法有效地改善了低速不可压流动下的计算收敛性和收敛精度,使本程序能够同时模拟高速和低速不可压流动;扩压器和叶栅的流热耦合计算表明本文程序在流热耦合计算方面具有较好的模拟能力,同时也表明本文发展的界面插值技术的可靠性。 相似文献
97.
多层快速多极子算法的改进措施 总被引:5,自引:1,他引:5
为精确求解散射问题,采用混合场积分方程(CFIE)、多层快速多极子算法(MLFMA)和共轭梯度算法(CG)的收敛技术。基于传统多层快速多级子算法,详细研究了二维拉格朗日插值节点数对计算精度的影响,并改进了插值方法,在不同的层采用不同的插值节点数;提出了在不同的层采用不同的精度控制来计算多级子模式数;分析了稀疏矩阵的对称性对内存使用的影响以及磁场积分方程对迭代初始值的选择。数值计算结果表明以上改进可较大幅度地提高计算精度和计算效率,同时降低内存使用,可满足复杂目标电磁散射计算要求。 相似文献
98.
本文从三次样条逼近出发,提出了求解流体力学双曲型守恒律的一种高精度、无波动的数值方法。针对样条函数的特性,本文提出了一种新的通量限制技术,使该方法在光滑区可以达到四阶精度,在流动参数的空间分布出现拐点或极值点时分别退化为二阶或一阶精度的格式。数值实验表明,该方法对流场中的激波和接触间断有很高的分辨率,优于二阶精度的TVD格式。 相似文献
99.
本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念,及在控制点间分配网格点数方式,给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法,所生成的网格失真度小,物体保形好,生成适用于CFD计算需要的表面网络花费的时间少,适用性强。基于无限插值理论,引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施,给出了一种改进的空间网格生成方法,有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷,有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性,对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成,及无人机翼身组合体空间网格生成为例,检验了本文网格生成方法的实用性和有效性。 相似文献
100.
压气机特性线应用于发动机线性建模的新算法 总被引:2,自引:0,他引:2
基于某型航空发动机的基本方程 ,建立了其线性数学模型。着重解决了两个问题 :提出一种改进的分段光滑插值 ,代替通常的插值方法来获得所需参数及偏微分量 ;给出了从压气机换算参数的偏微分到物理参数的偏微分的转换公式。最后基于MATLAB进行了动态特性的数字仿真 相似文献