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采用气动力/结构耦合的方法对一种安定面结构进行静气动弹性发散分析,并设计相关风洞试验进行验证。为保证数值分析的精度,气动力计算采用CFD方法,结构变形计算采用有限元方法。风洞试验采用侧壁插入机构支撑,通过应变测量和高速摄像记录静气动弹性发散特性。以该安定面模型为研究对象,开展超声速状态静气动弹性发散特性研究,数值计算和风洞试验结果表明:CFD/CSD耦合方法可准确预测静气弹发散边界,静气动弹性发散呈现出一种爆发性的破坏形式,静气动弹性不稳定结构,在有攻角状态更容易出现弹性载荷超出结构强度极限,产生破坏,破坏时动压未达到发散边界。准确预测飞行器静气弹发散边界对飞行器结构设计十分必要。 相似文献
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高速飞行器气动加热效应会影响飞行器结构动力学特性,从而影响飞行器气动伺服弹性(ASE)稳定性,这就是热气动伺服弹性问题。在考虑热效应的飞行器动力学特性分析的基础上,结合非定常气动力分析,提出了一种考虑气动加热效应的飞行器ASE分析方法。结合工程算例,验证了该方法的有效性,并研究了热效应对飞行器ASE稳定性的影响。最后,对飞行器热气动伺服弹性设计提出了一些建议。 相似文献
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航空发动机叶片气动弹性动力响应的数值方法研究进展 总被引:1,自引:0,他引:1
流动诱发振动造成的航空发动机叶片高周疲劳失效问题深受关注.对叶片的气动弹性动力响应研究的数值方法及进展进行了回顾,总结了航空发动机叶片振动响应实验研究和数值模拟研究的典型成果与特点,并对未来研究发展趋势进行展望.指出进一步的机理研究将集中于不稳定流动因素引发叶片强迫振动发作规律的探索以及更贴近流固耦合物理机制的气动弹性数值模拟方法的发展;在工程需求牵引下,建立适用于工程预测的动力响应分析模型,在设计过程中科学评价叶片气动弹性动力响应问题的潜在风险和发展流动控制基础上的气动阻尼减振技术值得进一步关注. 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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飞行器跨声速气动弹性数值分析 总被引:5,自引:1,他引:4
将流体和结构运动方程分别构造为含子迭代的计算格式,发展了一种紧耦合气动弹性分析方法.其中流体计算的空间离散采用改进的HLLEW(Harten—Lax-van Leer-Einfeldt-Wada)格式. TFI(transfinite inter- polation)方法用于生成随结构变形的自适应多块动网格.利用所发展的方法,对-翼-身-尾气动外形,数值预测了马赫数在0.3-1.3范围内的气动颤振边界.并详细研究了时间步长、子迭代步数、初始流场、耦合方法、疏密网格对颤振计算结果的影响. 相似文献
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时变系统地面颤振模拟试验方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
地面颤振模拟试验是一种颤振验证的全新试验技术,可作为当前颤振验证试验手段的有效补充。飞行器在实际飞行过程中,结构的动力学特性及承受的载荷是不断变化的,对于受气动加热影响的高超声速飞行器,这一时变特性则更加显著。本研究提出了基于代理模型的时变参数非定常气动力模型建模方法,建立了基于PID控制器的时变系统地面颤振试验方法,并通过标准试验件进行测试验证。试验结果表明,本研究提出的非定常气动力建模方法能够准确获得具有时变特性的气动力模型,建立的地面颤振试验方法能够有效应对颤振系统的时变特性获得准确的结构颤振边界数据。 相似文献
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