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发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算方法------基于定常CFD技术的当地流活塞理论. 运用当地流活塞理论计算非定常气动力,耦合结构运动方程,实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟. 运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例,并和原始活塞理论、非定常Euler方程结果作了比较. 由于局部地使用活塞理论假设,这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制. 与非定常Euler方程方法相比,当地流活塞理论的效率很高. 相似文献
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基于当流活塞理论的气动弹性计算方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算方法--基于定常CFD技术的当地流活塞理论.运用当地流活塞理论计算非定常气动力,耦合结构运动方程,实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟.运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例,并和原始活塞理论、非定常Euler方程结果作了比较.由于局部地使用活塞理论假设,这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制.与非定常Euler方程方法相比,当地流活塞理论的效率很高. 相似文献
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采用特征正交分解(proper orthogonal decomposition, POD)方法, 建立了基于状态空间的非定常气动力降阶模型, 并耦合结构方程, 建立了降阶的气动弹性系统, 开展了颤振分析的初步研究, 计算效率提高了2~3个数量级. 具体过程是:首先获取全阶系统的频域快照构成关联矩阵, 通过对关联矩阵进行奇异值分解提取流场模态(或流场基), 对低能量模态截断形成降阶子空间, 并将其映射到全阶系统, 从而形成基于状态空间的降阶非定常气动力模型. 对气动弹性标模AGARD445.6进行算例验证, 证明了降阶方法正确, 可以提供高效、高精度的气动弹性分析. 相似文献
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基于离散型输入输出差分模型,运用非定常CFD方法训练信号,然后运用最小二乘方法进行参数辨识,得到降阶的非定常气动力模型,再将该离散差分模型转换为连续时间域内的状态方程.耦合气动状态方程和结构状态方程,得到耦合系统的气动弹性状态方程.求解不同动压下状态矩阵的特征值,根据根轨迹图分析系统的稳定性特性.分析结果与直接耦合CFD/CSD方法结果相吻合,可以计算跨音速非线性气动弹性问题.其计算效率比直接耦合CFD/CSD方法提高1~2个数量级.针对Isogai wing在跨音速出现的S型颤振边界进行了较为细致的分析,阐述了该现象是由于系统诱发颤振的分支随着速度(来流动压)的提高而发生转移所导致的. 相似文献
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使用高仿真精度和高计算效率的有限元模型进行飞机颤振边界预测具有重要意义.本文提出了基于Huth紧固件柔度计算方法的民机气动弹性模型的改进建模方法,计及了固定前缘的刚度及其与机翼盒段之间的弹性效应,建立了全机气动弹性模型并进行了固有特性和颤振特性分析.分析结果与全机地面共振试验、风洞试验结果的偏差均在±1 %以内,分析时长与现有模型基本保持不变,验证了改进建模方法的有效性. 相似文献
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非线性气动弹性分析中,涉及到非线性流体动力学和非线性结构动力学的耦合问题.阐述了国内外应用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)/计算结构动力学(computational structural dynamics,CSD)耦合求解技术来处理非线性气动弹性问题的研究现状,全面分析了流体域和结构域的非线性特征模拟技术、高效网格运动策略、耦合界面相容性条件、耦合计算效率及降阶技术、气动弹性实验及算法验证、多学科耦合求解等关键技术,总结了相关最新研究的方法和成果, 对比分析了其优缺点并提出了展望. 相似文献
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阵风响应分析是大型飞机设计过程中必不可少的环节. 现有的阵风响应分析主要采用基于线化升力面理论的气动力模型,不能考虑到各种非线性效应,不适合于跨音速气动弹性的分析. 基于CFD技术,采用系统辨识方法,在状态空间内建立了降阶的非定常气动力模型(reduced order model, ROM). 耦合结构运动方程、非定常气动力模型(结构运动)、外激阵风的气动力模型,建立了基于CFD技术的阵风响应分析模型.算例研究了某一典型机翼在方波激励下的阵风响应问题,对比了各阶模态位移的响应以及翼根弯矩的响应. 基于ROM技术的计算结果与CFD/CSD直接耦合仿真结果吻合,证明了该方法的正确性和精度. 相似文献
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基于Navier-Stokes方程的数值解,研究了一模型昆虫翼在小雷诺数(Re=100)下作非定常运动时的气动力特性,这些运动包括:翼启动后的常速转动,快速加、减速转动,常速转动中快速上仰(模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动)有如下结果:在小雷诺数下,模型昆虫翼以大攻角(α=35°)作常速转动运动时,由于失速涡不脱落,可产生较大的升为系数。其机理是:翼转动时,翼尖附近(该处线速度大)上翼面压强比翼根附近(该处线速度小)的小得多,因而存在展向压强梯度,同时存在着沿展向的离心力,此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向,其可避免失速涡脱落。模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中,虽然雷诺数小,但由于在短时间内产生了大涡量,也可产生十分大的气动力,例如在快速上仰运动中,升力系数可大于10。 相似文献
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Walter A. Silva Pawel Chwalowski Boyd Perry III 《International Journal of Computational Fluid Dynamics》2014,28(3-4):122-139
Reduced-order modelling (ROM) methods are applied to the Computational Fluid Dynamics (CFD)-based aeroelastic analysis of the AGARD 445.6 wing in order to gain insight regarding well-known discrepancies between the aeroelastic analyses and the experimental results. The results presented include aeroelastic solutions using the inviscid Computational Aeroelasticity Programme–Transonic Small Disturbance (CAP-TSD) code and the FUN3D code (Euler and Navier–Stokes). Full CFD aeroelastic solutions and ROM aeroelastic solutions, computed at several Mach numbers, are presented in the form of root locus plots in order to better reveal the aeroelastic root migrations with increasing dynamic pressure. Important conclusions are drawn from these results including the ability of the linear CAP-TSD code to accurately predict the entire experimental flutter boundary (repeat of analyses performed in the 1980s), that the Euler solutions at supersonic conditions indicate that the third mode is always unstable, and that the FUN3D Navier–Stokes solutions stabilize the unstable third mode seen in the Euler solutions. 相似文献
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This paper presents a novel model reduction method: deep learning reduced order model, which is based on proper orthogonal decomposition and deep learning methods. The deep learning approach is a recent technological advancement in the field of artificial neural networks. It has the advantage of learning the nonlinear system with multiple levels of representation and predicting data. In this work, the training data are obtained from high fidelity model solutions at selected time levels. The long short‐term memory network is used to construct a set of hypersurfaces representing the reduced fluid dynamic system. The model reduction method developed here is independent of the source code of the full physical system. The reduced order model based on deep learning has been implemented within an unstructured mesh finite element fluid model. The performance of the new reduced order model is evaluated using 2 numerical examples: an ocean gyre and flow past a cylinder. These results illustrate that the CPU cost is reduced by several orders of magnitude whilst providing reasonable accuracy in predictive numerical modelling. 相似文献
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采用迭代耦合的数值方法,结合有限元离散,对典型马鞍面封闭式薄膜结构的风致耦合作用进行了模拟研究,并对结构风致振动特性以及流场对结构振动的影响进行了探讨.数值结果表明,结构的平均位移与边界条件、风荷载分布及结构的振动形式有关;而脉动位移则与风场的涡形、演化规律以及结构形式的关系明显.钝体膜结构上出现周期性脱落的漩涡.在极低的预应力条件下,由于漩涡与结构的相互作用,薄膜上的结构振动呈现\"行波\"效应,薄膜上各部分的振动特性有明显区别,气流分离、漩涡脱落强烈以及\"行波\"尾端鞭梢效应明显的区域,脉动位移幅值及其振动频率较大. 相似文献
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传统的阵风响应主要在频域内进行分析,气动载荷基于线性方法计算,不能考虑黏性和跨声速流动影响. 飞机设计需考虑不同频率和不同形状阵风的响应,基于CFD的阵风响应预测由于计算工况太多,工作量巨大. 本文发展了一种CFD结合非定常气动力ARMA(autoregressive-moving-averagemodel)降阶模型的阵风响应分析方法,CFD只要针对给定频率和形状的一种阵风响应进行计算,对获得的气动力时间历程运用线性最小二乘法参数辨识ARMA降阶模型的系数,则对任意频率和形状的阵风,代入降阶模型即可确定该阵风的响应,大大提高了计算效率. 为效验发展的方法,先计算NACA0012翼型在低马赫数0.11的阵风响应,通过对比CFD、ARMA降阶模型及早期发展的不可压阵风响应预测方法的结果,验证了方法的有效性. 再对比CFD、ARMA在跨声速马赫数0.8的阵风响应预测结果,证实所发展的方法对跨声速阵风响应预测亦是有效的. 相似文献
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管道内流场对机器人的驱动力是设计管内机器人外形尺寸的基本依据,本文用数值方法计算了管道内检测机器人所受的差压驱动力.在合理提出一些基本假设后,用一阶迎风和中心差分格式离散管道内检测机器人附近流场的控制方程,用SIMPLE算法求得了不同入口流速下机器人附近的流场分布,以及流场对机器人的驱动力.结果表明雷诺数为1875时,机器人下游流场变为湍流;当雷诺数为60000时,机器人下游流场变为非定常流,出现周期性流动;计算数据还表示驱动力只与管内平均流速有关而与运行压力无关. 相似文献
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建筑结构抗风设计中相当多地区的设计风速,往往参考当地气象观测到的雷暴冲击风的最大风速值,但雷暴冲击风的风场与目前抗风设计采用的大气边界层流场相差悬殊,使得设计风速与设计风场并不匹配.本文将在CFD计算结果与已有文献资料进行比较以验证CFD计算模型及参数准确性的基础上,进行了风场特性的全面研究,主要通过改变冲击风描述参数,来研究雷暴冲击风水平风速及竖向风速的分布特性变化情况,研究成果较为完整的描述了冲击风风场特性.最后提出了用于结构抗风设计的水平风速及竖向风速经验模型,较为简明地反映了雷暴冲击风三维风速的空间分布情况,并得到了CFD模拟、实测以及试验结果的验证.该经验模型为雷暴冲击风下的抗风设计计算提供了理论基础. 相似文献
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为了解决航空发动机流道内上下游干涉带来的计算量大的问题,提出了一种边界替代降阶模型方法。该方法辨识出研究流域与相邻的上下游流域交界面的气动力降阶模型,并耦合到该研究流域仿真模型的交界面上,用以表征上下游对该流域的影响,由此将多流域计算转化为单流域计算,同时又考虑了上下游的影响。采用一阶Volterra级数降阶模型实现了该方法。结果表明,采用本文方法和所有流域都采用CFD得到的压力和速度一致;本文方法所用的网格更少,可以加速收敛和提高计算速度。 相似文献
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运用叠加原理, 发展了一种可以运用于小振幅运动的叶轮机叶片非定常气动力降阶模型, 并将该模型与传统的能量法相结合, 提出了一种叶轮机叶片气动阻尼的高效求解方法. 运用该方法求解叶轮机叶片的气动阻尼系数, 对某个频率、某个模态只需要进行一次非定常计算, 就可以求出所有叶间振动相角下的气动阻尼系数, 提高了气动阻尼的求解效率. 在STCF4和NASA Rotor67两个算例上运用非定常雷诺平均N-S(RANS)方程和提出的降阶模型进行了对比计算.算例表明, 在小振幅下该方法的计算结果与RANS方程计算得到的气动阻尼系数能很好地吻合, 而计算效率相比多通道非定常RANS方程计算提升了近一个数量级, 并且该方法还可以运用于有失谐情况的颤振分析, 在工程上有较高的应用价值. 相似文献