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为了增加飞艇的体积效率,需要减小飞艇的长细比,但带来飞艇流场的分离问题,引起阻力的增加.发展了一种增加飞艇浮力、减小飞艇阻力的技术途径,即在飞艇中间增加一条通道,将飞艇前面驻点的高压流体通过管道从尾部流出,以便改善飞艇后体的分离程度,从而在增加飞艇浮力的同时,控制飞艇的阻力.通过运用黏性流场的计算分析,研究结果表明:所提出的技术途径在增加飞艇浮力的同时,可以有效地改善飞艇后体的分离,可以为飞艇设计提供一种新的思路. 相似文献
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开式凹腔作为超燃冲压发动机中增加掺混和稳焰的装置, 其流动稳定性的研究对深入理解凹腔增加掺混和稳焰机理以及凹腔的设计有着重要的学术意义和工程应用价值.基于大涡模拟方法对超燃冲压发动机开式凹腔流动进行数值模拟, 分别采用动力学模态分解(dynamic mode decomposition, DMD)和本征正交分解方法(proper orthogonal decomposition, POD)对自激振荡流动进行稳定性分析. DMD方法可准确提取凹腔的振荡频率, 与Rossiter模型以及压力脉动FFT分析得到的频率吻合较好, 且DMD中对应Rossiter前3阶频率的模态在流动中的主导作用顺序也与FFT分析结果一致, 自激振荡中RossiterⅢ模态占据主导作用, 同时DMD方法对Rossiter 3阶以上模态频率的预测能力明显强于FFT分析方法.在对低频的提取方面, DMD方法比Rossiter模型更具有优势.与前6阶Rossiter模态对应DMD模态均缓慢收敛, 主要表现为剪切层中的分离涡结构和中部及下游区域中的涡结构.前3阶不稳定模态中的分离涡结构主要集中在中部剪切层以及后缘附近区域. POD方法中较少的模态包含流场绝大部分的能量.但是, 通过POD方法提取的模态频率在分辨率上效果不佳, 提取到最低频率为Rossiter 3阶模态对应的频率, 且模态中均存在次频, 次频与主频之间的耦合导致模态的形态相差较大.另外, 与DMD方法相比POD方法无法判断所提取的模态的稳定性. 相似文献
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在外挂物投放过程中, 载机对外挂物具有气动干扰效应, 产生附加气动力.对于弹性机翼, 在外挂物分离投放时, 相当于给机翼一个初始扰动, 机翼将发生弹性振动, 该振动也会对外挂物带来气动干扰效应.通过耦合求解非定常N-S方程刚体六自由度方程和基于模态法的结构动力学方程, 对考虑弹性变形的载机外挂物分离投放过程进行模拟, 研究了弹性机翼对外挂物的气动干扰效应.研究结果表明:在外挂物分离初期, 弹性机翼的干扰对外挂物气动力响应产生显著影响, 机翼的主要结构模态频率决定了外挂物气动力的变化频率, 并且由载机机翼动弹性变形引起的干扰气动力能占到外挂物总气动力的一半左右. 相似文献
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基于雨燕翅膀的仿生三角翼气动特性计算研究 总被引:1,自引:1,他引:0
针对低雷诺数微型飞行器的气动布局,设计出类似雨燕翅膀的一组具有不同前缘钝度的中等后掠(Λ=50?)仿生三角翼.为了定量对比研究三角翼后缘收缩产生的气动效应,设计了一组具有同等后掠的普通三角翼.为了深入研究仿生三角翼布局的前缘涡演化特性以及总体气动特性,采用数值模拟方法详细地探索了低雷诺数(Re=1.58×104)流动条... 相似文献
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充液体动力学是流固耦合力学的一个重要分支. 它研究物体与它内部所装液体的相互作用下的运动, 如充液卫星、飞机的油箱等. 对它的研究一般采用变分法, 因为变分法的特点是从全局把握事物. 我们考虑了充液体的弹性运动以及表面张力效应, 建立该类型系统的拟哈密顿原理, 并对所得泛函求驻值条件, 得到了由先决条件、约束条件、驻值条件组成的完备的控制方程组, 并在一种特殊情况下对控制方程进行简化得到一些已知的方程. 相似文献
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结合基于$k$-$\omega$的SST两方程湍流模型,求解雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性运动方程,在时间域内模拟了不同厚度对称翼型在不同迎角下的气动弹性动态过程,并重点研究了较大迎角下的不同厚度翼型流场特征和气动弹性的性质,研究结果表明:在论文所涉及的参数情况下,对于迎角从零到大迎角范围,翼型颤振临界速度随迎角的变化不是单调的. 翼型颤振临界速度迅速下降的起始迎角比最大升力系数对应的迎角小很多. 相似文献
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激波与湍流相互作用(shock-turbulence interaction,STI)是空气动力学研究中的一个基础问题.基于格心有限差分法(cell-centered finite difference method,CCFDM)求解器Helios,采用五阶加权紧致非线性格式(weighted compact nonlinear scheme,WCNS)对各向同性湍流通过正激波的情形进行直接数值模拟(direct numerical simulation,DNS).对湍流相关物理量进行统计,分析结果表明,在湍流中波后的密度、温度和压力较无湍流情形下略小,而速度则略大,均在波后呈现短暂过冲然后缓慢向理论值逼近的变化趋势;波后流向雷诺应力突降随之快速增长又衰减,呈现非单调变化趋势,线性相互作用分析(linear interaction analysis,LIA)将其归结为波后能量从声模式转移为涡模式方式,与流向不同,横向雷诺应力突增后单调衰减,波后雷诺应力各向异性明显且随下游距离逐渐增强;波后湍动能突增后呈现非单调变化趋势;泰勒微尺度和Kolmogorov尺度过激波后均明显减小,说明波后湍流长度尺度变小,从而对波后网格的分辨率提出了更高的要求;密度、温度和压力过激波后脉动均方根均增加,密度和压力脉动强度减小,温度脉动强度增大. 相似文献
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一种高效的叶轮机叶片气动阻尼计算方法 总被引:2,自引:0,他引:2
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
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阵风响应分析是大型民用飞机设计必不可少的工作. 利用操纵面的主动偏转实现机翼阵风减缓是未来民用飞行器的一个关键技术. 基于CFD/CSD耦合的气动弹性仿真方法,将阵风视为输入,翼根弯矩作为输出,通过系统辨识方法建立跨音速阵风响应的状态空间分析模型. 而后将副翼作动位移视为系统输入,建立副翼作动对应的机翼响应分析模型. 耦合上述2个模型,通过最优控制方法设计副翼偏转的控制律,实现跨音速机翼的阵风响应减缓. 通过设计状态观测器得到最优控制反馈所需的状态量. 通过数值算例验证了所设计的阵风减缓控制律的有效性,能将翼根弯矩减少60%~80%. 相似文献