氣動(dòng)力
- 非定常氣動(dòng)力計(jì)算與顫振分析
散形式的非定常氣動(dòng)力系數(shù)矩陣，從而實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)模態(tài)間的直接耦合。當(dāng)飛行器包括控制系統(tǒng)時(shí)，必須要著重考慮控制系統(tǒng)與彈性機(jī)體結(jié)構(gòu)之間的耦合作用，也就是氣動(dòng)伺服彈性力學(xué)（ASE）。傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)通常采用SISO 控制方式，工程中仍采用頻域分析方法，基于經(jīng)典控制理論進(jìn)行穩(wěn)定性分析。而現(xiàn)代飛行器控制回路之間的耦合作用明顯，其飛控系統(tǒng)模型也具有MIMO 的特征，由此產(chǎn)生了以狀態(tài)空間方法為基礎(chǔ)的現(xiàn)代控制理論。此時(shí)，通過有理函數(shù)擬合方法將頻域離散矩陣形式的非定常氣動(dòng)力轉(zhuǎn)
中國新技術(shù)新產(chǎn)品 2023年18期2023-10-30
- 寬高比5∶1矩形斷面渦激振動(dòng)鎖定區(qū)間內(nèi)渦激力展向相關(guān)性分析
斷面為例，通過氣動(dòng)力展向相關(guān)函數(shù)理論建模和節(jié)段模型彈性懸掛測振、測壓風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了渦激振動(dòng)鎖定區(qū)間內(nèi)實(shí)測氣動(dòng)力展向相關(guān)性變化規(guī)律。研究結(jié)果表明：在渦激振動(dòng)鎖定區(qū)間內(nèi)，實(shí)測氣動(dòng)力由完全相關(guān)的自激力和不完全相關(guān)的隨機(jī)氣動(dòng)力組成，展向相關(guān)性可以用指數(shù)加常數(shù)型函數(shù)描述，指數(shù)項(xiàng)系數(shù)為隨機(jī)氣動(dòng)力占實(shí)測氣動(dòng)力的能量比，指數(shù)項(xiàng)系數(shù)和常數(shù)之和等于1；實(shí)測氣動(dòng)升力均方根在渦振起振階段最大，隨著風(fēng)速增大反而減小，隨機(jī)氣動(dòng)力均方根基本保持不變，由此導(dǎo)致實(shí)測氣動(dòng)力展向相關(guān)性表現(xiàn)為
振動(dòng)工程學(xué)報(bào) 2023年2期2023-07-10
- 非定常氣動(dòng)力建模研究與虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證
流場十分復(fù)雜，氣動(dòng)力變化呈現(xiàn)出很強(qiáng)的非線性和非定常特征，這給飛行控制律設(shè)計(jì)帶來了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。氣動(dòng)力模型是飛行控制律設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，為飛行控制律設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確的氣動(dòng)力輸入是氣動(dòng)力建模的難點(diǎn)和重點(diǎn)。目前廣泛應(yīng)用于工程的傳統(tǒng)氣動(dòng)力模型為動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型，其由靜態(tài)氣動(dòng)力、旋轉(zhuǎn)天平、動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)構(gòu)成。動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型對飛機(jī)大迎角非定常效應(yīng)的描述能力有限，無法滿足大迎角/過失速機(jī)動(dòng)的精細(xì)化仿真和控制需要。因此，有必要建立包含動(dòng)態(tài)非定常氣動(dòng)特性的大迎角/過失速機(jī)動(dòng)氣動(dòng)力模型，為飛行控制律設(shè)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2022年3期2022-07-14
- 波浪形斜拉索的氣動(dòng)力及風(fēng)致振動(dòng)特性
，探索具有較小氣動(dòng)力和良好抑振性能的新型斜拉索十分必要.針對某一特定幾何尺寸的波浪形斜拉索，通過風(fēng)洞試驗(yàn)方法，研究了該波浪形斜拉索的整體氣動(dòng)力、風(fēng)壓分布、局部氣動(dòng)力、渦激振動(dòng)和干索馳振特性.結(jié)果表明：在1.00×105～3.86×105的雷諾數(shù)范圍內(nèi)，波浪形斜拉索的平均阻力系數(shù)總體而言小于標(biāo)準(zhǔn)斜拉索，在低雷諾數(shù)范圍可減阻18%，最大平均升力系數(shù)相比標(biāo)準(zhǔn)斜拉索可降低80%;波浪形斜拉索的風(fēng)壓分布、氣動(dòng)力隨雷諾數(shù)的整體變化規(guī)律與標(biāo)準(zhǔn)斜拉索相似，但展向相關(guān)性較弱
湖南大學(xué)學(xué)報(bào)·自然科學(xué)版 2022年5期2022-05-30
- 基于CFD的地面顫振模擬試驗(yàn)非定常氣動(dòng)力重構(gòu)方法研究
構(gòu)結(jié)構(gòu)的非定常氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)顫振邊界的測試。地面顫振模擬的概念最早由Kearns[2]提出，1974年法國的Rajagopal研究了二自由度舵面模型的地面顫振模擬試驗(yàn)，但是由于缺乏先進(jìn)的數(shù)字計(jì)算機(jī)技術(shù)，因此只能成為一個(gè)設(shè)想。隨著硬件條件的發(fā)展，地面顫振模擬試驗(yàn)得以實(shí)現(xiàn)，Karkle等[3]研究了地面顫振模擬試驗(yàn)方案，并進(jìn)行了舵面顫振和導(dǎo)彈氣動(dòng)伺服彈性特性測試； Zeng等[4]系統(tǒng)地研究了氣動(dòng)力重構(gòu)和激勵(lì)力控制方法，基于平板結(jié)構(gòu)對地面顫振模擬試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。L
振動(dòng)與沖擊 2022年10期2022-05-30
- 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)發(fā)展綜述
要：直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制的本質(zhì)是利用直接力響應(yīng)速度快的特性提升被控飛行器的機(jī)動(dòng)性和快速性，能夠有效補(bǔ)償氣動(dòng)力不足導(dǎo)致的氣動(dòng)力控制響應(yīng)慢問題。 本文闡述了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)的特性及關(guān)鍵問題，從發(fā)動(dòng)機(jī)配置方式、國內(nèi)外直接力建模研究現(xiàn)狀、以及直接力控制干擾建模三方面介紹了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)建模方法，從控制方式、國內(nèi)外直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制研究現(xiàn)狀、以及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法三方面介紹了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方法，給出了可行的發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合系統(tǒng)穩(wěn)定性分
航空兵器 2022年1期2022-03-04
- 基于卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)氣動(dòng)力降階模型的翼型優(yōu)化方法*
狀參數(shù)下翼型的氣動(dòng)力成為這類優(yōu)化的難點(diǎn).為解決這一問題，20世紀(jì)90年代Dowell[2]和Silva[3]提出了氣動(dòng)力降階模型方法（reduced order model，ROM），強(qiáng)調(diào)在計(jì)算精度不低于CFD的同時(shí)，大幅提高氣動(dòng)分析的效率[4-7].李立州等[8]用Volterra 級數(shù)降階模型建立了尾流激勵(lì)的發(fā)動(dòng)機(jī)葉片氣動(dòng)力預(yù)測方法，可以快速預(yù)測上游時(shí)變尾流激勵(lì)下葉片氣動(dòng)力振蕩.He[9]總結(jié)了用于葉輪機(jī)械流體分析的Fourier 方法.王梓伊等[10
應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué) 2022年1期2022-02-18
- 基于多項(xiàng)式修正片條氣動(dòng)力的跨音速顫振分析方法及其試驗(yàn)驗(yàn)證
，通常需要先對氣動(dòng)力進(jìn)行一輪修正。近年來，國內(nèi)學(xué)者對面元法的氣動(dòng)力修正方法進(jìn)行了研究探索[9-11]，但大多用于理論分析，在民機(jī)顫振設(shè)計(jì)工程中少有應(yīng)用。本文以MSC.NASTRAN軟件為平臺(tái)，提出一種適用于工程應(yīng)用的，基于多項(xiàng)式的氣動(dòng)力修正方法，以片條內(nèi)升力和力矩隨攻角變化斜率為修正目標(biāo)，用一組多項(xiàng)式方程模擬片條力矩分布，保證整個(gè)翼面的氣動(dòng)力大小和分布都與目標(biāo)相符，進(jìn)而使用修正后的氣動(dòng)力進(jìn)行跨音速區(qū)的顫振分析。該方法適宜于工程使用，快速有效，且已在某型民機(jī)
振動(dòng)與沖擊 2022年1期2022-01-27
- 仿生驅(qū)鳥撲翼機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與氣動(dòng)力研究
析，簡單分析了氣動(dòng)力的特性。以期能夠?yàn)閾湟頇C(jī)設(shè)計(jì)和分析提供一定參考。關(guān)鍵詞：仿生撲翼機(jī);仿生學(xué);撲翼機(jī)結(jié)構(gòu);氣動(dòng)力引言：仿生撲翼機(jī)通過對鳥類飛行的模擬設(shè)計(jì)新型飛行器，和常規(guī)固定翼不同，飛行器具有較高升力，通過不斷拍打、擺動(dòng)、扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生推力和升力，保持持續(xù)飛行滯空。通過對機(jī)翼拍打角的調(diào)整，可以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的飛行軌跡，具有較高飛行效率。撲翼機(jī)起飛、懸停速度快，具有更高的隱蔽性，在民用和國防領(lǐng)域均具有廣泛應(yīng)用前景。一、仿生驅(qū)鳥撲翼機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)（一）單自由度撲翼機(jī)構(gòu)最常見
科技信息·學(xué)術(shù)版 2021年30期2021-12-04
- 環(huán)量控制翼型非定常氣動(dòng)力建模
在無尾飛行器的氣動(dòng)力控制、風(fēng)力渦輪機(jī)的載荷控制、降低噪聲、降低飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量及提高隱身性能等方面表現(xiàn)出優(yōu)越的性能［7-10］。特別是在無尾飛行器的控制方面，逐漸表現(xiàn)出了替代傳統(tǒng)控制舵面的發(fā)展趨勢。英國BAE系統(tǒng)公司先后試飛了“惡魔(Demon）”、“Magma”等技術(shù)驗(yàn)證無人機(jī)，利用環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行了滾轉(zhuǎn)操作，驗(yàn)證了環(huán)量控制射流替代傳統(tǒng)舵面的可行性［11-12］。雖然已經(jīng)證明了環(huán)量控制技術(shù)的相關(guān)優(yōu)越性，但要實(shí)現(xiàn)可用的環(huán)量控制射流，還有很多關(guān)鍵理論和技術(shù)問題
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年10期2021-11-18
- 基于分層模型的非定常氣動(dòng)力建模研究
于小幅值振蕩，氣動(dòng)力與模態(tài)位移呈現(xiàn)動(dòng)態(tài)性關(guān)系；而隨著振幅不斷增加，流場和非定常氣動(dòng)力逐漸呈現(xiàn)出明顯的非線性特征。此時(shí)需要構(gòu)建既兼顧線性又兼顧非線性特征的非定常氣動(dòng)力模型。在線性氣動(dòng)力降階模型中，Attar 等[2]通過研究，構(gòu)建了能夠描述一定非線性的ARMA 線性降階模型。隨著線性氣動(dòng)力降階模型技術(shù)的發(fā)展，多種代理模型技術(shù)也開始用于構(gòu)建非定常流場降階模型，典型的有各種響應(yīng)面技術(shù)（如Kriging 代理模型和RSM 多項(xiàng)式響應(yīng)面技術(shù)等） 和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（如BP
科技視界 2021年7期2021-04-13
- NACA0012翼型跨聲速強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)非定常氣動(dòng)力模型
問題的研究中，氣動(dòng)力的數(shù)據(jù)往往基于小擾動(dòng)線性疊加原理計(jì)算出來，在這種準(zhǔn)定常假設(shè)情況下，氣動(dòng)力僅僅表示為瞬時(shí)飛行狀態(tài)參數(shù)的函數(shù)，并且可以以一種簡單的解析函數(shù)關(guān)系式表示出來[2-5]。但是，現(xiàn)代飛行器的飛行包線普遍向大迎角區(qū)域擴(kuò)展，在大迎角下飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行產(chǎn)生的三維非定常分離流和渦流使得空氣動(dòng)力呈現(xiàn)高度非線性特性，氣動(dòng)力和力矩不僅依賴于瞬時(shí)迎角、側(cè)滑角、姿態(tài)角等參數(shù), 而且與它們的時(shí)間歷程有關(guān), 因此原來使用的低階線性疊加模型將不再適用[5-6]。同時(shí)，由于機(jī)動(dòng)
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年11期2021-01-22
- 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的尾流激勵(lì)葉片氣動(dòng)力辨識(shí)方法
勵(lì)下的下游葉片氣動(dòng)力對航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)具有十分重要的意義。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)方法成為研究葉片氣動(dòng)彈性振動(dòng)問題的一種有效技術(shù)途徑，但在應(yīng)用時(shí)一些問題也隨之而來，CFD方法在計(jì)算相對復(fù)雜的模型時(shí)計(jì)算時(shí)間十分長、計(jì)算效率較低[4-7]。為解決這些問題，Dowell[4]和Silva[5]提出了基于CFD技術(shù)的非定常氣動(dòng)力降階模型(ROM)理論，在一定程度上代替了CFD方法研究非線性
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年33期2020-12-29
- 基于XML的飛行仿真氣動(dòng)力模型存儲(chǔ)格式
學(xué)、動(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)以及飛行控制原理等有關(guān)理論建立起相關(guān)的數(shù)學(xué)模型，然后以這些模型作為依托進(jìn)行模擬試驗(yàn)與分析研究[1]。飛行仿真通過空氣動(dòng)力學(xué)的數(shù)學(xué)模型(簡稱氣動(dòng)力模型)計(jì)算飛機(jī)的氣動(dòng)力和力矩，飛機(jī)氣動(dòng)力/力矩決定了飛機(jī)的飛行性能、操縱性和穩(wěn)定性，直接影響到飛行仿真器的質(zhì)量認(rèn)定。因而，氣動(dòng)力模型可能是飛行仿真系統(tǒng)中最重要的數(shù)學(xué)模型[2]。一般來說，氣動(dòng)力和力矩是狀態(tài)變量V、α、β、p、q、r和控制變量δ的泛函，可以表示為FA=FA(V(τ),α(τ),β
航空學(xué)報(bào) 2020年9期2020-12-01
- 民機(jī)極限飛行狀態(tài)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)與建模
42. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000飛行安全是大型商用運(yùn)輸機(jī)設(shè)計(jì)研究中備受關(guān)注的核心問題。按照國際民航組織(ICAO)和商業(yè)航空安全委員會(huì)(CAST)分類標(biāo)準(zhǔn)[1]，飛行事故按類型分為：可控飛行撞地(CFIT)、空中失火(F-NI)、燃油泄漏(FUEL)、飛行失控(Loss of Control-in Flight, LOC-I)、空域沖突(MAC)、沖出跑道(RE)、動(dòng)力系統(tǒng)故障(SCF-PP)等。按事故類型統(tǒng)計(jì)商用
航空學(xué)報(bào) 2020年8期2020-09-10
- 小展弦比飛翼高速大攻角下橫航向氣動(dòng)力散布分析
強(qiáng)(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院， 北京 100074)世界各國在20世紀(jì)70年代就開展了對小展弦比飛翼布局的研究。1977年，美國洛克希德·馬丁公司就設(shè)計(jì)了F-117小展弦比飛翼布局戰(zhàn)斗機(jī)。20世紀(jì)90年代，美國洛克希德·馬丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飛翼布局的氣動(dòng)特性和控制方法。采用小展弦比飛翼布局可以實(shí)現(xiàn)超聲速巡航和隱身。飛翼布局分為3個(gè)技術(shù)形態(tài)：大展弦比飛翼布局，其展弦比一般在4
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年8期2020-09-07
- 基于諧波平衡法的尾流激勵(lì)葉片氣動(dòng)力降階模型的計(jì)算精度研究
出了建立非定常氣動(dòng)力降階模型(ROM)，用于解決CFD計(jì)算耗時(shí)久和消耗計(jì)算資源過大的問題[10-17]。氣動(dòng)力降階模型以其消耗計(jì)算資源少，對氣動(dòng)力描述準(zhǔn)確等特點(diǎn)，得到迅速發(fā)展和應(yīng)用。Silva[14]提出了基于 Volterra 級數(shù)的非線性氣動(dòng)力降階模型。Hall等[15]建立了基于諧波平衡法的降階模型來計(jì)算渦輪機(jī)械中非定常流動(dòng)，其結(jié)果表明降階模型的計(jì)算效率比直接用CFD求解快1到2個(gè)數(shù)量級。Thomas[16]建立的POD降階模型對跨音速條件下的三維機(jī)
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年4期2020-05-18
- 探空火箭減阻桿氣動(dòng)特性分析
阻桿對探空火箭氣動(dòng)力特性，通過采用SST兩方程湍流模型、有限體積法求解N-S方程，對探空火箭高速流場進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果顯示，減阻桿能有效減小火箭阻力。亞跨聲速（Ma0.8～1.2）最大減阻25%；高超聲速（≥Ma6）階段，最大減阻量35%，減阻效果隨迎角增大而降低，到12°迎角時(shí)減阻量為12%。壓跨聲速及高超聲速全箭升阻比增量隨馬赫數(shù)增大均增加，高超聲速階段升阻比增大18%。同時(shí)采用工程方法結(jié)合數(shù)值預(yù)示結(jié)果，評估減阻桿帶來的氣動(dòng)熱影響，結(jié)果顯示，氣動(dòng)支
航空科學(xué)技術(shù) 2020年11期2020-02-04
- 尾流激勵(lì)下的葉片氣動(dòng)力快速分析
使下游葉片表面氣動(dòng)力產(chǎn)生周期性振蕩[1-3]，引起葉片強(qiáng)迫振動(dòng)[4-6]，甚至導(dǎo)致葉片疲勞破壞[7]。因此研究上游尾流作用下葉片的氣動(dòng)彈性振動(dòng)對發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)有著重要的意義。數(shù)值模擬方法是研究非定常流下葉片氣動(dòng)彈性的主要方法，但其計(jì)算效率較低，工程應(yīng)用不便[8-10]。氣動(dòng)力降階模型(Reduced Order Model, ROM)是描述葉片氣動(dòng)力特征的簡化數(shù)學(xué)模型[11-14]。近年來，氣動(dòng)力降階模型發(fā)展迅速，并被廣泛用于葉片和機(jī)翼顫振[14-18]的研究
振動(dòng)與沖擊 2019年23期2019-12-23
- 大展弦比柔性機(jī)翼非線性顫振研究
況中，機(jī)翼所受氣動(dòng)力是非線性的，尤其對于大柔性機(jī)翼，受氣動(dòng)力作用，機(jī)翼變形更加明顯[2]，極大提高了機(jī)翼產(chǎn)生失速的可能性。為解決這一問題，就要在計(jì)算大柔性機(jī)翼顫振時(shí)引入非線性氣動(dòng)力模型，本文將ONERA非線性氣動(dòng)力模型引入大展弦比柔性機(jī)翼顫振問題，同時(shí)基于半解析半數(shù)值的傳遞函數(shù)方法[3]，該方法求解過程簡潔和統(tǒng)一，邊界條件處理規(guī)范和方便，可以更加快捷、有效、準(zhǔn)確地計(jì)算出機(jī)翼的顫振特性。由于大柔性機(jī)翼扭轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生非線性氣動(dòng)力，CC Xie等[4]針對這個(gè)問題進(jìn)
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年6期2019-07-05
- 無人飛行器氣動(dòng)力測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證
基于應(yīng)變敏感的氣動(dòng)力測量系統(tǒng)，能用于無人飛行器氣動(dòng)力測試、旋翼拉力試驗(yàn)等試驗(yàn)工作。測量系統(tǒng)敏感部件設(shè)計(jì)為分體式六分量天平，以硬質(zhì)鋼材為敏感材料、電阻應(yīng)變片為敏感元件，采用全橋應(yīng)變作為氣動(dòng)力測量電路，使用嵌入式設(shè)備作為數(shù)據(jù)處理器，并使用用C#語言設(shè)計(jì)了一套數(shù)字信號(hào)采集處理與顯示程序，實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)力模擬信號(hào)到數(shù)字信號(hào)轉(zhuǎn)換和模數(shù)轉(zhuǎn)換、信號(hào)采集、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)、數(shù)據(jù)顯示的模塊化設(shè)計(jì)。測量系統(tǒng)經(jīng)標(biāo)定、實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了功能，表明所設(shè)計(jì)測量系統(tǒng)滿足設(shè)計(jì)要求。上位機(jī)界面簡潔明了、容易
中國科技縱橫 2019年23期2019-02-14
- 超聲速物面振動(dòng)氣動(dòng)力的非線性效應(yīng)研究
uler方程對氣動(dòng)力的計(jì)算結(jié)果，研究了在顫振計(jì)算過程中氣動(dòng)力非線性的主要來源，并對影響非線性效應(yīng)的主要因素進(jìn)行了分析。1 考慮激波膨脹波的活塞理論活塞理論(Piston Theory, PT)是由動(dòng)量定理和等熵關(guān)系式推導(dǎo)得到的氣動(dòng)力表達(dá)式。在超聲速、高超聲速非定常氣動(dòng)力計(jì)算中，活塞理論具有良好的精度。其表達(dá)式如下：(1)(2)式中，p為當(dāng)?shù)貕簭?qiáng)，p∞、a∞、v∞分別為來流壓強(qiáng)、聲速、速度，vn為非定常下洗速度，w為位移。在超聲速流場中，物面的振動(dòng)變形會(huì)產(chǎn)生
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年6期2018-12-03
- 圓鋼管格構(gòu)式塔架氣動(dòng)力的數(shù)值模擬
鋼管格構(gòu)式塔架氣動(dòng)力特性.并基于計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，簡稱CFD）技術(shù)，采用大渦模擬（Large-eddy simulation，簡稱LES）方法分別對圓鋼管格構(gòu)式塔架節(jié)段的順風(fēng)向、橫風(fēng)向和扭轉(zhuǎn)向風(fēng)荷載特性進(jìn)行計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值以及各國規(guī)范進(jìn)行了對比.此外，討論了湍流度分別為5%、10%、15%和20%四種情況下的三分力系數(shù).結(jié)果表明，本文的數(shù)值模擬結(jié)果與各國規(guī)范及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果較為一致，且湍流度的變
湖南大學(xué)學(xué)報(bào)·自然科學(xué)版 2018年7期2018-10-27
- 尾流激勵(lì)的葉片氣動(dòng)力降階模型
會(huì)使下游葉片的氣動(dòng)力產(chǎn)生周期性振蕩[1,2]，迫使下游葉片強(qiáng)迫振動(dòng)，如圖1所示。這是導(dǎo)致航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞破壞的重要原因。近年來的一些研究發(fā)現(xiàn)，周期變化的尾流甚至可以改變動(dòng)葉的顫振特性[3-7]。因此，研究上游尾流激勵(lì)下葉片的氣動(dòng)彈性振動(dòng)對航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)有十分重要的意義。圖1 上游尾流激勵(lì)的葉片F(xiàn)ig.1 Blade under incoming wake計(jì)算流體力學(xué)(CFD)和計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)(CSM)耦合的求解方法是研究葉片氣動(dòng)彈性振動(dòng)的主要方法，但其計(jì)
計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年3期2018-07-04
- 識(shí)別信號(hào)對尾流激勵(lì)的葉片氣動(dòng)力Volterra降階模型的影響
流會(huì)使下游葉片氣動(dòng)力周期性振蕩[1-3]，使其受迫振動(dòng)、發(fā)生疲勞破壞[4-5]；近年來發(fā)現(xiàn)上游尾流甚至可以改變?nèi)~片的顫振特性[6-8]。因此，研究動(dòng)、靜葉干涉下葉片的氣動(dòng)力彈性振動(dòng)對發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)有著重要意義。目前，對動(dòng)、靜葉干涉下葉片的氣動(dòng)力彈性振動(dòng)的研究主要采用數(shù)值和試驗(yàn)方法，效率極低，工程應(yīng)用不便[9-15]。特別是對于需要反復(fù)進(jìn)行氣動(dòng)彈性分析的發(fā)動(dòng)機(jī)多學(xué)科優(yōu)化、可靠性分析和疲勞設(shè)計(jì)優(yōu)化，直接采用數(shù)值和試驗(yàn)方法的工作量巨大。亟需開發(fā)精確、高效的方法。氣動(dòng)
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2018年1期2018-06-20
- 基于PAREADJ方法的航空翼型的氣動(dòng)力分析研究
用于航空翼型的氣動(dòng)力優(yōu)化的PAREADJ方法，采用該方法可以優(yōu)化得到氣動(dòng)性能更佳的航空翼型，為機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供理論方法。首先，由函數(shù)Rosen Brock的求解，說明PAREADJ方法的正確性；然后，以NACA-63-215翼型的反設(shè)計(jì)為例，以采用RANS方法計(jì)算的該翼型的氣動(dòng)力結(jié)果作為目標(biāo)及約束，驗(yàn)證該方法的可行性和有效性。關(guān)鍵詞：航空翼型；氣動(dòng)力； PAREADJ中圖分類號(hào)：V211.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：2095-7394（2018）02-00
江蘇理工學(xué)院學(xué)報(bào) 2018年2期2018-05-14
- 氣動(dòng)力降階模型的優(yōu)化識(shí)別方法
工程應(yīng)用不便。氣動(dòng)力降階模型(aerodynamic reduced order model,aerodynamic ROM)是描述擾動(dòng)對葉片和機(jī)翼氣動(dòng)力影響的簡化數(shù)學(xué)模型[6]。通過氣動(dòng)力降階模型研究葉片和機(jī)翼的氣動(dòng)彈性振動(dòng)已成為重要方向。Silva[6]提出了線性和非線性氣動(dòng)力Volterra級數(shù)降階模型；Su等[7]用Volterra級數(shù)降階模型研究了葉柵的顫振，認(rèn)為降階模型的計(jì)算效率極高；Liou[8]用Volterra級數(shù)法研究了跨音速條件下葉片
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2018年4期2018-05-08
- 氣動(dòng)力復(fù)合酸化解堵技術(shù)在錦45塊的應(yīng)用
高效開發(fā)工作。氣動(dòng)力復(fù)合酸化解堵技術(shù)是利用泡沫酸充入壓縮氣體后擠入地層，在地層內(nèi)隨著壓力的下降體積膨脹，提高藥劑波及體積，對油層進(jìn)行深度處理，同時(shí)能補(bǔ)充地層能量驅(qū)動(dòng)地層內(nèi)流體迅速返排，在地層內(nèi)滲流時(shí)具有氣舉排液的特性，從而提高回采效果。通過在錦45塊的現(xiàn)場應(yīng)用證明，該技術(shù)穿透能力強(qiáng)、解堵作用半徑大、低傷害、易返排，能夠達(dá)到深部解堵的目的。關(guān)鍵詞：油層堵塞；氣動(dòng)力；復(fù)合酸化；回采效果；深部解堵引言錦州采油廠錦45塊目前已進(jìn)入開發(fā)后期，平均注汽輪次在16輪以上
科學(xué)與財(cái)富 2018年33期2018-01-02
- 基于高精度模態(tài)氣動(dòng)力的跨聲速靜彈高效分析方法
基于高精度模態(tài)氣動(dòng)力的跨聲速靜彈高效分析方法何飛1, 2,*，洪冠新1，劉海2，但聃2，王明21.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083 2.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610000跨聲速靜彈分析一直是工程設(shè)計(jì)中的難點(diǎn)問題，以模態(tài)坐標(biāo)系下的線性靜彈方程為基礎(chǔ)，提出了基于高精度模態(tài)氣動(dòng)力的跨聲速靜彈高效分析方法，該方法仍需求解線性靜彈方程，但對于其中關(guān)鍵的模態(tài)變形引起的彈性氣動(dòng)力增量，采用由結(jié)構(gòu)變形到氣動(dòng)力的單向計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Com
航空學(xué)報(bào) 2017年11期2017-12-20
- 振幅對流線型箱梁自激氣動(dòng)力的影響
流線型箱梁自激氣動(dòng)力的影響熊 龍1,2,王 騎1,2,*,廖海黎1,2,李明水1,2(1.西南交通大學(xué) 風(fēng)工程試驗(yàn)研究中心,成都610031;2.風(fēng)工程四川省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,成都610031)研究了強(qiáng)迫振動(dòng)振幅對流線型箱梁斷面自激氣動(dòng)力的影響。采用1∶70的剛性節(jié)段模型開展了測壓試驗(yàn),獲得了不同迎角的模型斷面在不同振幅下的氣動(dòng)壓力和分布,探討了氣動(dòng)力特性。試驗(yàn)中的扭轉(zhuǎn)振幅范圍為2°～16°,豎向振幅范圍為5～23mm,來流迎角分別為0°和±5°。測試結(jié)果表明,
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2017年3期2017-07-07
- 高速列車過車站受電弓氣動(dòng)沖擊載荷研究
列車；受電弓；氣動(dòng)力；車站；屏蔽門引言縮短運(yùn)行時(shí)間可能會(huì)導(dǎo)致出現(xiàn)列車越站情況。列車從開闊線路突人空間相對狹小的車站內(nèi)時(shí)，列車周圍流場也會(huì)隨之發(fā)生突變，這會(huì)對桿件結(jié)構(gòu)的受電弓穩(wěn)定性造成影響。隨著列車速度的不斷提高，在加劇受電弓氣動(dòng)噪聲的同時(shí)，產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷也成為影響受電弓穩(wěn)定性和弓網(wǎng)關(guān)系的主要因素。不正常的弓網(wǎng)接觸會(huì)導(dǎo)致弓網(wǎng)溫度過高而損壞。升力是影響受電弓受流質(zhì)量的主要氣動(dòng)力因素，因此，研究受電弓氣動(dòng)升力可以有效保證高速列車安全運(yùn)行。李瑞平等對高速列車通過隧
振動(dòng)工程學(xué)報(bào) 2017年2期2017-06-05
- 某型飛行器定常氣動(dòng)力模擬研究
為后續(xù)繼續(xù)研究氣動(dòng)力及由此所引起的其他動(dòng)力學(xué)問題打下了一定的基礎(chǔ)。關(guān)鍵詞：湍流；不可壓縮；流場；氣動(dòng)力1 概述計(jì)算流體力學(xué)的歷史雖然不長，但已廣泛深入到流體力學(xué)的各個(gè)領(lǐng)域，相應(yīng)地也形成了多種不同的數(shù)值解法。就目前情況看， 主要是有限差分方法和有限元法。有限差分方法在流體力學(xué)中已得到比較廣泛應(yīng)用。而有限元法是從求解固體力學(xué)問題發(fā)展而來的。近年來在處理低速流動(dòng)問題中，已有相當(dāng)多的應(yīng)用。早在20世紀(jì)初，有人就已經(jīng)提出用數(shù)值方法來求解流體力學(xué)問題的思想。但是由于問
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2017年15期2017-05-31
- 雷諾數(shù)對橢圓形斷面氣動(dòng)力及馳振穩(wěn)定性的影響
致不穩(wěn)定振動(dòng)，氣動(dòng)力分析是研究該類振動(dòng)機(jī)理的主要方法，雷諾數(shù)是該類結(jié)構(gòu)氣動(dòng)力的主要影響因素之一。通過長短軸之比為1.5的橢圓形斷面剛性模型測壓風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了雷諾數(shù)從32 k～250 k范圍內(nèi)的氣動(dòng)力。討論了雷諾數(shù)對平均氣動(dòng)力、平均風(fēng)壓分布、流動(dòng)特征點(diǎn)、斯托洛哈數(shù)的影響規(guī)律。采用考慮雷諾數(shù)和振動(dòng)方向影響的馳振穩(wěn)定性分析方法，分析了該斷面的馳振穩(wěn)定性。結(jié)果表明，在高雷諾數(shù)范圍內(nèi)，隨著雷諾數(shù)的增大平均阻力系數(shù)減小、平均升力系數(shù)隨風(fēng)向角的變化更劇烈、最小風(fēng)壓點(diǎn)和
振動(dòng)工程學(xué)報(bào) 2016年4期2016-10-29
- 橋梁非線性自激氣動(dòng)力參數(shù)解析識(shí)別
31）隨著自激氣動(dòng)力的非線性部分在橋梁風(fēng)致振動(dòng)中地位的顯現(xiàn)，非線性自激氣動(dòng)力參數(shù)的合理確定顯得至關(guān)重要.結(jié)合非線性自激氣動(dòng)力的解析表達(dá)式，基于分狀態(tài)強(qiáng)迫振動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)，提出了一種特征系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)算法和非線性最小二乘法相結(jié)合的非線性自激氣動(dòng)力參數(shù)的解析識(shí)別方法.理想平板數(shù)值仿真結(jié)果表明：在無噪聲情況下，識(shí)別結(jié)果與理論值完全一致；在20%白噪聲情況下，識(shí)別最大誤差僅3.7%，表現(xiàn)出較強(qiáng)的抗噪聲能力.非線性氣動(dòng)力仿真結(jié)果表明：解析法能夠精確確定非線性自激氣動(dòng)力諧波階數(shù)
西南交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年5期2016-10-21
- 車身俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)流場的遲滯現(xiàn)象研究
仰運(yùn)動(dòng)；遲滯；氣動(dòng)力；Q-準(zhǔn)則中圖分類號(hào)：U461.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A汽車在行駛時(shí)經(jīng)常受到周圍環(huán)境以及車身姿態(tài)變化的影響，導(dǎo)致汽車在行駛時(shí)所受到的氣動(dòng)力發(fā)生瞬態(tài)變化，進(jìn)而對行駛穩(wěn)定性產(chǎn)生重要影響。很多學(xué)者采用不連續(xù)變化角度的方式來模擬這種瞬態(tài)變化，該方法也被稱作為準(zhǔn)靜態(tài)模擬。但氣動(dòng)力的瞬態(tài)變化過程是很難通過傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)或者準(zhǔn)靜態(tài)模擬的方法實(shí)現(xiàn)的。針對這種復(fù)雜的瞬態(tài)流場，采用傳統(tǒng)的雷諾平均模擬（RANS）方法并不適用，而大渦模擬（LES）方法模擬這種復(fù)雜瞬態(tài)
湖南大學(xué)學(xué)報(bào)·自然科學(xué)版 2016年4期2016-08-12
- 基于重疊場源法的非定常氣動(dòng)力計(jì)算研究
場源法的非定常氣動(dòng)力計(jì)算研究張輝, 李杰, 韓杰(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安710072)摘要：面向氣動(dòng)彈性工程應(yīng)用，將基于雷諾平均N-S方程的定常流動(dòng)數(shù)值解引入跨聲速小擾動(dòng)方程，在小擾動(dòng)條件下非定常激波效應(yīng)由定常激波效應(yīng)確定，從而發(fā)展了一種可用于跨聲速流動(dòng)的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法。數(shù)值算法利用塊三對角近似技術(shù)大大提高了算法的計(jì)算效率、節(jié)省了計(jì)算所需內(nèi)存空間，并采用了重疊場源策略為復(fù)雜構(gòu)型的非定常氣動(dòng)力計(jì)算提供了有利保障。文中以F5機(jī)翼為計(jì)算算例，
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-07-22
- 高速鐵路隧道外聲屏障氣動(dòng)荷載的數(shù)值模擬研究
聲屏障上產(chǎn)生的氣動(dòng)力進(jìn)行數(shù)值模擬。隧道外聲屏障離鐵路近側(cè)線路中心距分別取3.5 m、4.25 m、5.0 m，分析和研究了氣動(dòng)力沿隧道外聲屏障豎向、縱向和橫向的變化規(guī)律。由此得出：隧道進(jìn)、出口外的聲屏障會(huì)受到洞口附近三維效應(yīng)的影響，影響強(qiáng)度進(jìn)口比出口要大，影響范圍出口在20 m內(nèi)、進(jìn)口在10 m內(nèi)，離洞口越近，影響效應(yīng)越大；當(dāng)聲屏障與近側(cè)線路中心距取值在3.5～5 m之間時(shí)，聲屏障所受氣動(dòng)力與距近側(cè)線路中心距近似成線性關(guān)系；距隧道洞口相同距離位置處的聲屏障
四川建筑 2016年3期2016-07-20
- 基于離散氣動(dòng)系數(shù)的轎車瞬態(tài)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性研究
可靠。關(guān)鍵詞：氣動(dòng)力；矢量關(guān)系；側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性；瞬態(tài)；仿真0引言汽車的側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性研究是汽車操縱動(dòng)力學(xué)研究的一個(gè)重要內(nèi)容，側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性直接關(guān)系到車輛高速行駛時(shí)的主動(dòng)安全性。當(dāng)前對于側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性的研究方法主要有風(fēng)洞試驗(yàn)、實(shí)車道路試驗(yàn)和虛擬樣機(jī)技術(shù)等。風(fēng)洞試驗(yàn)對于硬件要求很高，而實(shí)車道路試驗(yàn)具有相當(dāng)?shù)奈ｋU(xiǎn)性，因此虛擬樣機(jī)技術(shù)成為側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性研究的一種重要方法。當(dāng)前虛擬樣機(jī)技術(shù)主要采用的方法有計(jì)算流體力學(xué)(computationalfluiddynamics，CFD)和多體
中國機(jī)械工程 2016年4期2016-06-23
- 基于流固耦合的燃機(jī)壓氣機(jī)葉片結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析
定常計(jì)算得出的氣動(dòng)力載荷轉(zhuǎn)化為結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析中的載荷壓力場形式，分析葉片在氣動(dòng)力作用下的瞬態(tài)響應(yīng)，并進(jìn)行模態(tài)分析。所得結(jié)果表明：葉片在氣動(dòng)力作用下承受較大的交變應(yīng)力幅值，容易發(fā)生高周疲勞；產(chǎn)生了較大的動(dòng)應(yīng)力，最大應(yīng)力值位于葉根前緣。通過分析葉片的各階模態(tài)振型和危險(xiǎn)點(diǎn)的位置，可以為葉片的疲勞設(shè)計(jì)分析提供依據(jù)，加強(qiáng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片運(yùn)行的安全可靠性。關(guān)鍵詞：流固耦合；氣動(dòng)力；瞬態(tài)響應(yīng)；模態(tài)分析；高周疲勞葉片高周疲勞引起的斷裂故障是嚴(yán)重影響壓氣機(jī)設(shè)計(jì)質(zhì)量和研制定型周
廣東電力 2016年5期2016-06-22
- 車身俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)流場的遲滯現(xiàn)象研究*
仰運(yùn)動(dòng)；遲滯；氣動(dòng)力；Q-準(zhǔn)則汽車在行駛時(shí)經(jīng)常受到周圍環(huán)境以及車身姿態(tài)變化的影響，導(dǎo)致汽車在行駛時(shí)所受到的氣動(dòng)力發(fā)生瞬態(tài)變化，進(jìn)而對行駛穩(wěn)定性產(chǎn)生重要影響[1-2].很多學(xué)者采用不連續(xù)變化角度的方式來模擬這種瞬態(tài)變化，該方法也被稱作為準(zhǔn)靜態(tài)模擬[3].但氣動(dòng)力的瞬態(tài)變化過程是很難通過傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)或者準(zhǔn)靜態(tài)模擬的方法實(shí)現(xiàn)的[4].針對這種復(fù)雜的瞬態(tài)流場，采用傳統(tǒng)的雷諾平均模擬(RANS)方法并不適用，而大渦模擬(LES)方法模擬這種復(fù)雜瞬態(tài)流場是一種非常有效
- 邊界條件對有限長正方形棱柱氣動(dòng)力的影響
限長正方形棱柱氣動(dòng)力的影響王漢封1，2, 楊帆1, 鄒超1(1.中南大學(xué) 土木工程學(xué)院，長沙410075； 2.高速鐵路建造技術(shù)國家工程實(shí)驗(yàn)室，長沙410075)摘要：通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了均勻流與湍流邊界層中一端固定于壁面、另一端為自由端的有限長正方形棱柱氣動(dòng)力特性。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯挾萪 = 200 mm，高寬比H/d = 5?；谧杂闪黠L(fēng)速U(∞)與d的雷諾數(shù)Red = 0.68×105～5.47 × 105。研究發(fā)現(xiàn)，均勻流與湍流邊界內(nèi)有限長正方形柱氣動(dòng)力均不
振動(dòng)與沖擊 2016年5期2016-04-21
- 高層建筑頂部橫梁的風(fēng)效應(yīng)
建筑頂部橫梁的氣動(dòng)力和風(fēng)荷載特性。CFD數(shù)值結(jié)果顯示建筑頂部繞流會(huì)顯著增大橫梁處的氣流風(fēng)攻角；橫梁氣動(dòng)力的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果均證實(shí)橫梁為馳振穩(wěn)定截面；風(fēng)振分析顯示橫梁的峰值升力大于峰值阻力，通過進(jìn)一步分析廣義力功率譜密度函數(shù)和頻率比對峰值升力的影響，證實(shí)橫梁在50年重現(xiàn)期強(qiáng)風(fēng)作用下處于渦激共振狀態(tài)。關(guān)鍵詞：高層建筑；橫梁；風(fēng)洞試驗(yàn)；數(shù)值模擬；氣動(dòng)力；渦激共振風(fēng)荷載作為高層、超高層建筑的主要荷載，是控制高層建筑安全性、舒適性、經(jīng)濟(jì)性的主要因素之一。目
振動(dòng)與沖擊 2016年5期2016-04-21
- 斜拉索風(fēng)雨振氣動(dòng)抑振措施的參數(shù)優(yōu)化
措施；螺旋線；氣動(dòng)力基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)收稿日期：2013-10-24修改稿收到日期：2014-04-25中圖分類號(hào):U441.3文獻(xiàn)標(biāo)志碼：AParametric optimization of aerodynamic anti-vibration measure for rain-wind induced vibration of cablesLIUQing-kuan,ZHENGYun-fei,BAIYu-run,SHAOQi,LIUXiao-bin
振動(dòng)與沖擊 2015年8期2016-01-12
- 均勻流中懸臂圓柱體氣動(dòng)力雷諾數(shù)效應(yīng)
5的懸臂圓柱體氣動(dòng)力進(jìn)行了研究.試驗(yàn)中圓柱直徑為200 mm，來流風(fēng)速為5～45 m/s，對應(yīng)的雷諾數(shù)為0.68×105～6.12×105，涵蓋了亞臨界、臨界與超臨界區(qū)間.研究表明，盡管懸臂圓柱處于均勻流中，但其氣動(dòng)力特性在不同高度上仍存在顯著的差異，懸臂圓柱氣動(dòng)力也存在著明顯的雷諾數(shù)效應(yīng).其從亞臨界進(jìn)入臨界區(qū)所對應(yīng)的臨界雷諾數(shù)略大于二維圓柱.懸臂圓柱阻力系數(shù)在臨界雷諾數(shù)范圍內(nèi)的減小幅度明顯小于二維圓柱.在亞臨界區(qū)內(nèi)，懸臂圓柱阻力系數(shù)小于二維圓柱的對應(yīng)值，
湖南大學(xué)學(xué)報(bào)·自然科學(xué)版 2015年5期2015-06-16
- 構(gòu)造法在機(jī)翼氣動(dòng)載荷轉(zhuǎn)換中的應(yīng)用
積內(nèi)力符合實(shí)際氣動(dòng)力的分布特性，滿足實(shí)際工程需求.關(guān)鍵詞： 構(gòu)造函數(shù)法； 曲面函數(shù)； 載荷轉(zhuǎn)換； 最小變形能； 內(nèi)力； 測壓試驗(yàn)； 氣動(dòng)力中圖分類號(hào)： V211.412文獻(xiàn)標(biāo)志碼： B0引言在飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元分析中，通常需要將氣動(dòng)載荷轉(zhuǎn)換為結(jié)構(gòu)有限元的節(jié)點(diǎn)載荷.基于這種需求，出現(xiàn)各種各樣的氣動(dòng)載荷轉(zhuǎn)換算法.在20世紀(jì)90年代之前，載荷轉(zhuǎn)換的算法按照“三點(diǎn)排”分布方案，但是局部受力分配變化很大，可能出現(xiàn)負(fù)值以及零值分配點(diǎn)很多的情況.[1]近年，國內(nèi)外的專家[2
計(jì)算機(jī)輔助工程 2014年6期2015-01-13
- 鈍化外形對旋成體氣動(dòng)性能的影響
器； 前緣； 氣動(dòng)力； CFD中圖分類號(hào)： V423.8；TB115.1文獻(xiàn)標(biāo)志碼： BAbstract： To study the effect of blunt shapes on the aerodynamic performance of hypersonic aircraft， based on CFD analysis， the aerodynamic performance of two different blunt shapes（the
計(jì)算機(jī)輔助工程 2014年5期2014-10-30
- 空空導(dǎo)彈越肩發(fā)射制導(dǎo)律研究
了基于直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制的越肩發(fā)射制導(dǎo)律設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了數(shù)字仿 真分析，證明了該制導(dǎo)律的實(shí)用性和有效性。關(guān)鍵詞：空空導(dǎo)彈；越肩發(fā)射；制導(dǎo)律；直接力；氣動(dòng)力；復(fù)合控制中圖分類號(hào)：TJ765 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2014）03-0008-04ResearchonGuidanceLawofOvertheShoulderAirtoAirMissileZHANGPeng1，ZHANGJinpeng1，2（1.ChinaAirborneMi
航空兵器 2014年3期2014-09-24
- 基于Fluent的飛行器氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算方法
和馬赫數(shù)下進(jìn)行氣動(dòng)力仿真。首先，采用湍流模型中的單方程模型對飛行器的繞流流場進(jìn)行數(shù)學(xué)建模；其次，用Gambit軟件對飛行器的外形進(jìn)行幾何建模，并進(jìn)行網(wǎng)格劃分和邊界條件設(shè)定；最后，在Fluent中進(jìn)行相關(guān)參數(shù)設(shè)置和氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算及仿真，得出了該型號(hào)飛行器升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系以及飛行器表面的壓力分布和來流速度分布，并對結(jié)果進(jìn)行分析。該研究表明單方程模型能夠很好地解決具有壁面限制的飛行器氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算問題。關(guān)鍵詞： 飛行器； 氣動(dòng)力； 湍流模型； Sp
現(xiàn)代電子技術(shù) 2014年16期2014-08-20
- 風(fēng)區(qū)車站停留車輛縱向氣動(dòng)力研究
編組車輛的縱向氣動(dòng)力進(jìn)行計(jì)算和分析，得出各車型和編組的氣動(dòng)推力計(jì)算方法，以便為確定站停車輛的手制動(dòng)車輛數(shù)、制訂風(fēng)區(qū)車站停留車輛防溜措施和辦法提供科學(xué)依據(jù)[14]。1 數(shù)值計(jì)算模型針對新疆鐵路現(xiàn)有運(yùn)行車輛情況，計(jì)算分析中選用的機(jī)車為DF11，單層客車為25G，雙層客車為25B，單層集裝箱車為 X6K，雙層集裝箱車位 X2K，棚車為P62K，敞車為C64，罐車為G17，平車為N17。由于敞車空載或者裝有密度較大的貨物時(shí)，車廂內(nèi)部為空或部分為空；裝有密度較小的貨
- 結(jié)冰分裂導(dǎo)線舞動(dòng)振幅分析?
、扭轉(zhuǎn)變形能及氣動(dòng)力的功的表達(dá)式。根據(jù) Parkinson的理論[17],舞動(dòng)達(dá)到較大的幅值至少需要1 000個(gè)周期。因此設(shè):A′(t)?p A(t),由式(1)與上述不等式可得1.2.1 動(dòng)能、扭轉(zhuǎn)變形能與重力勢能子導(dǎo)線半徑遠(yuǎn)小于分裂圓的半徑,因此不計(jì)子導(dǎo)線繞自身軸線轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)能。作用在子導(dǎo)線上的氣動(dòng)扭矩遠(yuǎn)小于氣動(dòng)力對分裂導(dǎo)線軸線的扭矩,因此不計(jì)子導(dǎo)線繞自身軸線扭轉(zhuǎn)的變形能。視間隔棒為剛體。結(jié)冰分裂導(dǎo)線的動(dòng)能E的表達(dá)式為以 T表示周期,經(jīng)歷一個(gè)周期動(dòng)能增量
振動(dòng)工程學(xué)報(bào) 2012年3期2012-12-03
- 分布式非線性氣動(dòng)力模型彈性飛機(jī)動(dòng)力學(xué)研究
)分布式非線性氣動(dòng)力模型彈性飛機(jī)動(dòng)力學(xué)研究張戈, 王正平, 任鐘霖(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)建立了線性與非線性兩種分布式氣動(dòng)力模型,在彈性飛機(jī)模型上添加所建立的氣動(dòng)力模型,驗(yàn)證了整個(gè)系統(tǒng)的有效性。對所建立的模型進(jìn)行著陸及突風(fēng)擾動(dòng)動(dòng)力學(xué)仿真,對比線性及非線性氣動(dòng)力模型的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的差異,結(jié)果表明非線性氣動(dòng)力模型能夠更合理地計(jì)算飛機(jī)大迎角狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。柔性飛機(jī); 非線性; 分布式氣動(dòng)力; 動(dòng)力學(xué)引言在大展弦比太陽
飛行力學(xué) 2012年2期2012-11-03
- 民用飛機(jī)地面模擬試驗(yàn)氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)的原理性估算
綜合試驗(yàn)平臺(tái)。氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)，又稱舵面加載系統(tǒng)或鉸鏈力矩模擬器，它是鐵鳥試驗(yàn)平臺(tái)上為飛控系統(tǒng)作動(dòng)系統(tǒng)提供模擬氣動(dòng)力或鉸鏈力矩的試驗(yàn)設(shè)備，是強(qiáng)位置耦合的力伺服系統(tǒng)，鐵鳥試驗(yàn)中半物理仿真的重要試驗(yàn)設(shè)備。［1］1 基本原理同普遍的伺服系統(tǒng)一樣，氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)根據(jù)供能方式的不同，可以分為電動(dòng)方式的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)和電液方式的氣動(dòng)力模擬系統(tǒng)，前者一般具有響應(yīng)速度快，參數(shù)穩(wěn)定，體積小，成本低等優(yōu)點(diǎn)，而后者則具有較寬的頻帶、較大的輸出力等優(yōu)點(diǎn)。由于飛機(jī)所受的氣動(dòng)力較大，鐵
- 大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)顫振的有限元分析
orsen二元氣動(dòng)力的基礎(chǔ)上，建立非定常氣動(dòng)力時(shí)域內(nèi)積分形式的表達(dá)式或者等價(jià)的頻域表達(dá)式，利用粘彈性結(jié)構(gòu)振動(dòng)分析中對積分方程的等價(jià)變換將其寫成與結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程一致的二階常微分方程，將氣動(dòng)力的影響作為對結(jié)構(gòu)有限元模型質(zhì)量陣、剛度陣和阻尼陣的補(bǔ)充，保留了結(jié)構(gòu)原有的所有動(dòng)力學(xué)特性，并且能夠直接用計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的通用有限元軟件進(jìn)行空氣－結(jié)構(gòu)耦合的整體動(dòng)力學(xué)分析，適合應(yīng)用于具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)的氣彈問題。氣動(dòng)力模型的建立可以利用各種試驗(yàn)及數(shù)值方法得到的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，適用性強(qiáng)。
振動(dòng)與沖擊 2011年5期2011-01-25