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1.
2.
本文提供了一个精确表达式,通过它可将亚声速位势流动仿射变换成不可压缩流动。同时给出了新的气动力计算公式。在流过Joukovski翼型的气动力计算中,它与用计算机提供的精确数值计算结果相比较,二者很符合。 相似文献
3.
本文介绍计算亚声速谐振薄翼非定常气动载荷的点偶极子法(DPM)。网格划分方式与偶极子网格法(DLM)相类似。此法将网格上的载荷分布集中置于网格中央剖面的1/4弦点上,控制点取在3/4弦点上,无需作数值积分计算。很容易用于计算形状复杂机翼的非定常气动载荷。 文中给出了矩形翼和后掠翼定常和非定常气动载荷的数值结果,其精度数值与DLM的相当,计算效率提高一倍。 相似文献
4.
为了研究叶轮机中叶片与流场流固耦合作用情况下的气动阻尼,分别以亚声速和跨声速转子叶片为例计算气动阻尼。根据对非定常气动力的分析,提出了一种与结构等效粘滞阻尼比对应的模态气动等效粘滞阻尼比的定义。采用弱耦合分域求解的算法,在线性范围内,计算并比较了跨声速叶片和亚声速叶片模态和振幅对模态气动阻尼比的影响,根据分布气动阻尼比研究压缩波对模态气动阻尼比的影响。研究结果表明这两类叶片的气动阻尼特性基本一致,所提参数对两类叶片的气动阻尼的影响基本相同。 相似文献
5.
6.
基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构优化设计 总被引:6,自引:0,他引:6
探索基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构多学科设计优化方法,建立了基于近似技术的多学科设计优化框架。气动学科采用全速势方程加黏性修正进行翼身组合体跨声速流动的气动计算,结构学科采用有限元分析方法进行应力与变形计算。采用均匀设计法给出若干样本点,分别采用二次响应面、Kriging模型和径向基神经网络等多种近似技术,构造气动学科和结构学科的近似分析模型,并对几种近似模型精度进行了分析和比较。研究发现,Kriging模型和二次响应面具有几乎等同的较高的近似精度,神经网络的近似精度则较差,由于二次响应面计算量更小,故最终选定为机翼设计优化的近似方法。以升阻比和结构重量为目标,考虑升力、机翼面积以及应力和应变约束条件,对运输机机翼4个外形参数和4个结构参数进行多目标、多约束优化设计。优化后的机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的。 相似文献
7.
基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径.主要研究了一种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路.提出了将高压压气机第1级修改作为核心机驱动风扇级(CDFS),增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体结构改进方案.描述了该变循环发动机的工作原理,确定了总体性能初步方案,进行了变循环发动机的数值模拟以预估性能收益.计算表明:超声速巡航采用单涵模式,可使推力提高5%~8%;亚声速巡航采用双涵模式,对降低耗油率不明显,但可使发动机进口空气流量增加5%,从而减小进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能. 相似文献
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10.
推进系统亚声速巡航的燃油经济性是决定战斗机作战半径的主要指标。在巡航过程中会因减少发动机推力带来进气道溢流量增加,使推进系统燃油经济性降低。自适应循环发动机如何利用自身变循环特征减小进气道溢流进而提高推进系统燃油经济性是解决这一问题的关键。研究了1种在亚声速巡航状态带可变风扇系统的自适应循环发动机,利用自身变循环特征,实现等流量降低推力的方法。通过对可变几何机构组合调节的研究,获取了等流量节流方案,并分析了发动机在这一过程中的性能和匹配情况。结果表明:这种带可变风扇系统的自适应循环发动机能够在一定推力范围内实现等流量节流,减少进气道溢流量,提升推进系统在亚声速巡航状态的燃油经济性。 相似文献