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    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(guó)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(cè)振、測(cè)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(cè)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(cè)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(cè)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(cè)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(cè)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(chǎng)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(duì)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(duì)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(cè)試。地面顫振模擬的概念最早由Kearns[2]提出,1974年法國(guó)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(cè)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(duì)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(guó)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(guó)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(jí)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(cè)方法,可以快速預(yù)測(cè)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(duì)氣動(dòng)力進(jìn)行一輪修正。近年來,國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)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(jiǎn)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(duì)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(duì)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(guó)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(shì)。英國(guó)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(chǎng)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(chǎng)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?gòu)?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(jiǎn)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(duì)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(duì)復(fù)雜的模型時(shí)計(jì)算時(shí)間十分長(zhǎng)、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(jiǎn)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(guó)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(yáng) 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(guó)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(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)世界各國(guó)在20世紀(jì)70年代就開展了對(duì)小展弦比飛翼布局的研究。1977年,美國(guó)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(guó)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(duì)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(jí)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(jí)。Thomas[16]建立的POD降階模型對(duì)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(duì)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(duì)探空火箭高速流場(chǎng)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(píng)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(duì)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(jiǎn)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(duì)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(jiǎn)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(duì)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(cè)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(cè)量系統(tǒng),能用于無人飛行器氣動(dòng)力測(cè)試、旋翼拉力試驗(yàn)等試驗(yàn)工作。測(cè)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(cè)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(cè)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(cè)量系統(tǒng)滿足設(shè)計(jì)要求。上位機(jī)界面簡(jiǎn)潔明了、容易

      中國(guó)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(duì)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(duì)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(chǎng)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(jiǎn)稱CFD)技術(shù),采用大渦模擬(Large-eddy simulation,簡(jiǎn)稱LES)方法分別對(duì)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(guó)規(guī)范進(jìn)行了對(duì)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(guó)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(duì)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(duì)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)有著重要意義。目前,對(duì)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(duì)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(duì)葉片和機(jī)翼氣動(dòng)力影響的簡(jiǎn)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(jí)數(shù)降階模型;Su等[7]用Volterra級(jí)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(jí)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(duì)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(chǎng)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(duì)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(duì)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(duì)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(cè)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(cè)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(duì)狹小的車站內(nèi)時(shí),列車周圍流場(chǎng)也會(huì)隨之發(fā)生突變,這會(huì)對(duì)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(duì)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(chǎng);氣動(dòng)力1 概述計(jì)算流體力學(xué)的歷史雖然不長(zhǎng),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(duì)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(zhǎng)短軸之比為1.5的橢圓形斷面剛性模型測(cè)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(duì)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(chǎng)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(duì)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(duì)這種復(fù)雜的瞬態(tài)流場(chǎng),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(chǎng)源法的非定常氣動(dòng)力計(jì)算研究
      場(chǎng)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(duì)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(chǎng)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(duì)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(duì)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(guó)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(chǎng)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(chǎng)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(duì)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(duì)這種復(fù)雜的瞬態(tài)流場(chǎng),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(chǎng)是一種非常有效

      湖南大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2016年4期2016-06-01

    • 邊界條件對(duì)有限長(zhǎng)正方形棱柱氣動(dòng)力的影響
      限長(zhǎng)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(zhǎng)沙410075; 2.高速鐵路建造技術(shù)國(guó)家工程實(shí)驗(yàn)室,長(zhǎng)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(zhǎng)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(zhǎng)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(duì)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(guó)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(duì)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(duì)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(duì)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(cè)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(guó)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(duì)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(duì)飛行器的繞流流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模;其次,用Gambit軟件對(duì)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(duì)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(duì)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

      中南大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2013年4期2013-06-04

    • 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(shì)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(duì)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(duì)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(duì)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(yáng)

      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

      長(zhǎng)沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào) 2011年3期2011-09-22

    • 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(duì)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(duì)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

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