搜索结果: 151-165 共查到“知识库 航空器结构与设计”相关记录442条 . 查询时间(3.554 秒)
MLP高阶重构格式应用
高阶重构格式 可压缩流
2014/12/11
在有限体积框架下，利用MLP（multi-dimensional limiting process）系列重构格式结合HLL-HLLC（Harten-Lax-van Leer with contact）近似黎曼求解器，同时引入激波探测函数进一步降低MLP在光滑流动区域的数值耗散，数值模拟了超声速前台阶流动、结冰翼型的非定常流动、高超声速双楔流动和DLR F6-WB跨声速流场，研究了MLP系列格式在可...
为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响，建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型，分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响，最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明：旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响，上下旋翼间距对其影响较小...
二元收-扩喷管气动喉道控制数值模拟
气动喉道 喉道面积控制 射流
2014/12/11
设计了收敛段为圆转方段的二元收-扩喷管，对喉道面积气动射流控制方案进行了数值模拟，分析了喷管出口宽高比、落压比、射流角度对喉道面积和喷管性能的影响.结果表明：喷管喉道矩形截面宽边壁面附近的静压小于窄边壁面附近的静压，并且随着出口宽高比的增大，宽边壁面附近的静压逐渐减小，窄边壁面附近的静压逐渐增大；在同样的落压比下，出口宽高比增大，喉道面积控制范围（RTAC）、喉道面积控制效率（ETAC）增大，总压...
有限元在钛合金航空发动机叶片热加工中的应用
钛合金 发动机叶片 高温锻造 有限元建模
2014/7/31
钛合金广泛用于制造航空发动机叶片，高温锻造是制造钛合金发动机叶片的主要热加工工艺之一。钛合金叶片高温锻造研究中，有限元模拟是分析锻造过程中的热力耦合，预测并优化锻造成形过程的一个重要手段。回顾有限元建模在涡轮叶片锻造研究中的发展历程，概述材料本构模型、传热定义和摩擦特性等方面的研究，以确保有限元模型有效预测的因素。分析表明，为获得精确可靠的有限元模拟结果进而优化生产工艺，有限元模型需要基于合理的试...
给出了一种基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）的双向流固耦合方法.通过交替数字二叉树（ADT）搜索技术识别流固网格之间的宿主-受体关系.采用局部插值算法完成两套网格系统之间的数据交换，并使用Delaunay图映射方法来完成气动网格的移动.将自编的非线性结构有限元程序、接口程序与南京航空航天大学（NUAA）微型飞行器中心的流体计算程序3D2MUFS相连接，应用于蜻蜓柔性翼拍动飞行的气动计...
介绍了三维内收缩高超声速咽式进气道的设计方法，开发了相应的设计程序.在高度为30 km，设计马赫数为5和攻角为0°工况下进行设计，使用CFD模拟技术，对设计方法和程序进行了验证.最后采用设计程序，考虑咽式进气道的设计参数，即流线追踪出口形状、基准流场压缩角和设计马赫数等，对比分析了其对咽式进气道设计工况下几何与气动性能的影响.结果表明：矩形出口宽高比接近2时，总长、润周面积等几何性能相比较小宽高比...
为了获得加力燃烧室波瓣混合器内的三维流场，采用带热电偶的五孔探针对波瓣混合器内的流场进行了测量.通过试验，得到了波瓣混合器出口不同截面的速度场和温度场，以及波瓣混合器沿流向的热混合效率、总压恢复系数变化规律.试验结果表明：在波瓣混合器尾缘处会产生一对相互逆转的流向涡，流向涡的产生加强了内、外涵气流的对流混合；越靠近波瓣混合器尾缘，内、外涵掺混能力越强，热混合效率增加速度越快，总压恢复系数下降也越快...
通过实验测量了不同雷诺数（80000~260000）情况下整个涡轮机匣腔内的压力分布，总结了涡轮机匣腔内压力分布和流动阻力特性.实验结果表明：①在腔二到腔三的过渡区域，压力下降非常明显，压力损失较大；②随着雷诺数的增大，静压系数有增大的趋势，增大的幅度在19%以内；③随着雷诺数的增大，总压损失系数变化较为平稳，变化范围在10%以内.
采用掠形设计技术对一台大涵道比涡扇发动机的风扇转子叶片进行了三维优化.通过三维定常Navier-Stokes（N-S）方程计算，分析了叶片尖部及根部掠形设计参数对风扇转子性能的影响.结果表明，叶片尖部前掠和根部后掠都能增加风扇转子的堵点流量，扩大其稳定工作范围.采用叶片尖部前掠和根部后掠的组合方案优化了叶片.单转子计算结果表明，优化后叶片的堵点流量增加约2%，设计流量点总压比和等熵效率分别增加5%...
针对民用航空发动机钛合金整体叶盘常用材料TA19开展其母材试件与电子束焊焊接试件在20，300，450℃的疲劳试验，通过焊接试件的焊缝材料断口与母材断口形貌的比较探讨了焊缝材料的疲劳破坏机理，并在104~106循环的疲劳寿命区间内采用Basquin模型分别建立了焊缝材料和母材的应力-疲劳寿命(S-N)曲线，结果显示母材试件与焊接试件的试验疲劳寿命大部分都落在了对应模型计算疲劳寿命的2倍线之内，表明...
建立了一套计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰的数值模拟方法.首先生成围绕翼型的贴体正交网格，然后用Navier-Stokes（N-S）方程求解黏性绕流流场.在此基础上，利用拉格朗日法建立水滴运动方程.其中，为提高计算效率，提出了结合位移矢量的水滴所处单元寻觅方法.最后，结合桨叶工作特点，发展了一种计入离心力影响的三维结冰模型.通过与桨叶结冰实验的对比，验证了本文结冰预测方法的可靠性.对比常规结冰模...
对一种设计马赫数为5的一级二元混压式进气道再入大气层过程典型状态进行了仿真和风洞试验，得到了该进气道典型状态下的气动特性.结果表明：当来流马赫数高于设计马赫数（为5）时，进气道外压斜激波系提前汇合，与唇罩入射斜激波相互作用，产生了波-波干扰；尽管发生了流动分离，但当来流马赫数为7和6时进气道出口上游气流紊流度分别不超过3.337和3.256，且流道内动态压力信号的功率谱密度呈现白噪声特征，不会对发...
为研究旋翼变体技术对直升机性能的提升作用，先建立旋翼模型，然后耦合机体模型，从而建立直升机需用功率计算模型.主要对比了几种不同旋翼变体技术，包括旋翼变直径、旋翼变转速、桨叶变弦长和桨叶变负扭转角在不同飞行状态时对直升机需用功率的影响.前飞速度为130km/h时，10%旋翼转速减小、10%旋翼直径减小、10%桨叶弦长减小和桨叶负扭转角由-12°变为-6°时，需用功率分别降低了15.7%，14.6%，...
针对高超声速飞行器外形参数多、气动布局设计复杂的问题，基于类型函数/形状函数变换技术和幂函数表达方法，采用6个控制参数设计了一种便于分析与设计的升力体构型。通过正交试验分析了各参数对升力体容积率和升阻比的影响，得到了对性能影响较大的参数，并发现几乎所有的控制参数对容积率和升阻比的影响趋势都是相反的，进而以纵向稳定性和容积为约束条件，对升阻比和容积率进行多目标优化。结果表明，基于Kriging代理模...