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1.
建立了一个适用于旋翼桨-涡干扰气动载荷计算的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)/自由尾迹耦合模型,为提高计算效率,提出了一种高效的耦合策略进行不同计算域间的信息交换策略。在此基础上,结合基于声类比法的FW-H方程构建了旋翼桨-涡干扰噪声的计算方法。应用所建立的方法,以OLS(Operational loads survey)旋翼为研究对象,深入分析了大气环境对旋翼噪声辐射特性的影响。研究发现:随着飞行高度的增加,旋翼噪声辐射特性发生了明显的改变,逐渐由桨盘前行侧转变为指向桨盘前方,噪声幅值先增大后减小。文中从桨-涡干扰距离、干扰位置变化角度计算分析了大气压力、音速及空气密度等环境参数对旋翼桨-涡干扰噪声辐射特性的影响,并得出了一些有实际意义的影响规律。 相似文献
2.
针对转子系统联轴器不对中的故障再现问题,建立了动力学相似模型转子系统的方法。讨论由联轴器不对中引起的附
加力的情况,建立了带有联轴器不对中转子系统的数学模型;采用方程分析法和量纲分析法相结合的方法,推导了联轴器不对中
转子系统的动力学相似关系;设计了动力学相似的原型和模型系统,通过对设定系统进行数值仿真,分别对比了2套系统的轴心
轨迹和频域响应。结果表明:模型与原型系统的频率成分相同,轴心轨迹形状一致且满足相似比例,验证了所提方法的正确性。
搭建了2组动力学相似试验台,进一步验证了所提出相似设计方法的实用性和有效性。该研究结果为再现原型系统联轴器不对
中故障的动力学相似模型设计奠定了理论基础。 相似文献
3.
提出了一种适用于直升机旋翼桨-涡干扰距离计算的方法。针对桨-涡干扰距离计算中必需的旋翼桨盘入流及桨盘倾角,又分别建立了旋翼耦合N-S (Navier-Stokes)/自由尾迹模型和桨盘配平模型进行求解,其特点是兼顾计算精度和计算效率;并从悬停、前飞两方面验证了方法的有效性。应用所建立的桨-涡干扰距离计算方法,着重分析了直升机纵向平面力以及飞行参数对旋翼桨-涡干扰距离的影响机理,并进一步计算了不同纵向平面力作用下的旋翼地面声场特性及影响规律。结果表明:合理施加纵向平面力、加速度等措施后,地面最大噪声降低约4dB。同时,还通过研究桨-涡干扰距离与飞行参数的影响关系,得到了一些对直升机低噪声飞行具有实际指导意义的结论。 相似文献
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恐怕没有哪家酒吧的对外扩张之路会像阿伦故事这样不可思议。在四川本地它几乎已经全面覆盖,而在平常酒吧开出2家已经是非常艰难的成都,阿伦故事却已经连开了四家店,它已经成为了一种年青人生活方式的代表,而备受追棒。 相似文献
5.
热压罐成型复合材料复杂结构对制造缺陷的影响规律 总被引:4,自引:0,他引:4
飞行器复合材料种类多、结构形式复杂,制造缺陷种类、形成机制及影响因素也较为复杂。基于大量复合材料制件无损检测数据的统计结果,分析了热压罐成型工艺中常见缺陷的类型,揭示了复合材料复杂结构对制造缺陷的影响规律,初步分析了缺陷的产生机制。结果表明,分层、气孔和孔隙是热压罐成型工艺中比例较高的3类缺陷,复合材料制件结构的复杂性直接影响缺陷的出现比例,复合材料制件的几何特征和成型工艺对制造缺陷的影响规律较为明显。研究结果对制造缺陷的控制及复合材料制件结构设计具有重要的指导意义。 相似文献
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二元喉道倾斜矢量喷管的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管进行了研究.研究了喉道单侧注气、扩张段辅助注气对喷管流场和性能的影响.研究结果表明:喉道单侧注气可以产生不对称的流动,产生矢量推力,但是推力矢量效率较低;扩张段辅助注气可以显著提高喷管的推力矢量性能;只有注气流量比较大时,才会出现典型的"喉道倾斜"现象;但是推力矢量控制效率最高的区域并不是出现在"喉道倾斜"之后,而是出现在弓形激波位置逐渐前移、扩张段注气口上游亚音速区域不断扩大的过程中. 相似文献
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针对直板叶片弹性振动响应相似问题,基于板壳振动理论,根据方程分析法得到叶片振动响应相似关系,并采用ANSYS有限元软件对原型与模型进行数值仿真对比。基于振动响应的机理分析,通过相似关系得到载荷加载时间等参数,结合有限元预测系数法对模型叶片振动响应时程曲线进行校正。针对不完全几何相似关系,通过敏感性分析法确定畸变模型与原型在固有频率、加载时间以及位移等参数下的相似比。结果表明:通过相似理论结合有限元预测系数法可以提高模型时程曲线预测精度;采用敏感性分析法得到了振动响应不完全几何相似关系,解决了大时间相似比下的响应预测问题。为实际工程中大型复杂结构的相似模型设计奠定了理论基础。 相似文献
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便携式线缆导通检测仪具有小型、便携、简易的特点,可适应实际电缆导通绝缘测试中出现的各种情况和现实因素。文章对一种新型便携式线缆导通检测仪的技术方案以及具体设计和实施方案作了分析与介绍。 相似文献
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基于升华法的后掠翼混合层流控制研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响。结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制。实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6°到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量。 相似文献