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浮升混合飞艇气动性能及总体参数分析

本站小编 Free考研考试/2021-12-25
浮升混合飞艇是一种略重于空气的新型升力体式飞艇,它将传统静浮力飞艇与其他动升力飞行器优点结合起来,发挥浮力体和动升力体共同的优势,从而提高飞艇的气动性能和装载能力,对于提高飞艇的可操纵性、减小飞艇外形尺寸有着重要的科学研究意义和工程使用价值[1].传统飞艇具有外形尺寸大、巡航速度低、抗风能力差、操纵性和可控性较差、保障系统复杂等特点,为达到其大载重要求,往往外形尺寸很大,容易导致蒙皮材料张力超过材料容许的极限,限制了它的使用[2, 3].而浮升混合飞艇采用组合艇囊的高升力布局形式,在静浮力基础上增加了气动升力,不仅可以提高升阻比(可以提供的动升力占总升力的比例为10%~30%[4])和装载能力,这样飞艇可以携带更多有效载荷和燃油,特别适合“点对点”远距离运输、灾区救援、海岛开发、空中侦察和通信中继等[5].更重要的是增加可控的气动力能够很大程度上提高飞艇的操纵性和可控性[6],成为混合飞艇的最突出优点之一.此外,这种组合式嚢体结构能够有效减小截面曲率,增加等效截面半径,从而有效地改善蒙皮材料的受力情况,降低同等载荷承压能力下的蒙皮质量.但同时也存在一些缺点,如嚢体外形复杂、制造困难、可靠性不如常规飞艇等.近几十年来,国外对浮升混合飞艇的研究已有不少在研型号.如英国Advanced Technologies Group的Skycat[7],Worldwide Aeros Corporation的Aeroscraft[8],美国Lockheed Martin Corporation的P-791已经完成试飞验证[9],并提出混合飞艇具备的几个典型特点:①飞艇结构不是刚性的,必须满足浮重比(Buoyancy Ratio)BR≤0.9;②飞艇外形通过2~5个并排的波瓣子嚢体组合而成,子嚢体是基于高升力系数的翼型外形设计的,这种宽的横截面能够产生的动升力为传统飞艇动升力的3倍[10];③飞艇为了有效着陆和起飞,安装气垫着陆系统(Air Cushion Landing System,ACLS).此外,国内关于艇翼式混合飞艇也有少量研究[11, 12, 13],多数集中于概念设计和方案可行性分析[14].参考国外混合飞艇研究,设计了一种基于高升力系数翼型的混合飞艇气动外形,考虑到浮升飞艇的高雷诺数特点,当绕流雷诺数Re=106~107时,由于气流速度和边界层的原因,导致现有条件下的风洞试验很难精确模拟和测量这类飞行器的气动性能,而采用数值计算的方法可以得到相对更为准确的结果[15].故本文采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法对其气动性能、浮升特性及总体性能进行了分析,并与常规飞艇进行了对比分析.1 计算模型运用FLUENT对该新的飞艇气动布局绕流进行了数值模拟,并与常规飞艇布局绕流情况做了比较和分析.飞艇外形概念图如图 1所示,采用ICEM对飞艇全模型流场进行网格划分,如图 2所示.为保证高的仿真精确度,远场条件取特征长度的10倍,并在壁面附近布置15~20层高质量的附面层棱柱网格.假设飞艇飞行高度在1km左右,速度在30m／s,为低速不可压流动,采用三维雷诺平均N-S方程(Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations,RANS),选取Coupled进行压力-速度耦合求解.
图 1 混合飞艇概念图 Fig. 1 Hybrid airship conceptual configuration
图选项



图 2 混合飞艇网格划分 Fig. 2 Meshing of hybrid airship
图选项


连续方程:
动量方程:
式中:xi和xj(i=1,2,3;j=1,2,3)为三维笛卡儿坐标;ui、uj分别为坐标i、j对应的流体流速；ρ为流体的密度;p为压力;ν为流体运动黏度；
为雷诺应力张量.为使方程组达到封闭,引入k-ε湍流模型,但考虑到标准的k-ε模型不太适合强旋流和曲率较大的弯曲壁面绕流,容易出现失真,故选择k-ε的改进方案Realizable k-ε湍流模型,它能够很好地模拟边界层及带有分离的流动[16].此外,在近壁面采用标准壁面函数进行修正,为将第1层附面层网格布置在对数律层,第1层边界层网格高度取为0.5mm,保证y+在30~500范围内.由于FLUENT提供的压力远场条件只适合可压流动,对于本文中的不可压流动,计算域的边界条件分为:速度入口、压力出口、壁面边界条件、控制域边界条件.设置操作压力为飞艇巡航海拔高度1km处压力p=89870Pa,表压pgauge=0.2 混合飞艇气动及浮升性能分析2.1 混合飞艇气动性能分析由于混合飞艇气动布局的特殊性,以及其巡航高度主要在1~3km空域,巡航速度在30~50m／s之间,具有低速不可压流动的特点.本文先对其气动布局设计特点及气流流动特点进行分析.该混合飞艇主要是通过3个基于高升力翼型NACA4415的嚢体组合而成,采用FLUENT模拟了飞艇典型巡航状态(速度为30m/s,迎角取10°)下嚢体对称面及NACA4415翼型表面的二维流动状态,获得了它们截面上压力系数分布曲线、流线图及升力系数CL、阻力系数CD,如图 3~图 6所示.
图 3 混合飞艇嚢体对称面的流线-压力云图 Fig. 3 Streamlines-pressure contours on symmetric plane of hybrid airship envelope
图选项



图 4 NACA4415翼型流线-压力云图 Fig. 4 Stream-pressure contours on NACA4415 airfoil
图选项



图 5 混合飞艇嚢体对称面压力系数分布 Fig. 5 Pressure coefficient distribution on symmetric plane of hybrid airship envelope
图选项



图 6 NACA4415翼型压力系数分布 Fig. 6 Pressure coefficient distribution on
图选项


由图 3~图 4可以看出,嚢体对称面几何形状与NACA4415翼型非常相似,但考虑到飞艇设计过程中需要综合考虑气动、结构、蒙皮材料、加工工艺等各方面.剖面不可能与翼型完全一样,但从流线上看,二者基本类似,区别在于NACA4415翼型前缘半径更大,其下表面高压区在弦向更大,而嚢体对称面上负压吸力峰相对更加靠后.此外,由于嚢体对称面尾部采取图 3所示有一定厚度的特殊形状以维形,而翼型尾部相对较尖,导致二者尾迹流场不同.嚢体对称面尾流区存在漩涡,流场相对紊乱,可能对飞艇气动性能有一定影响,造成阻力增加.嚢体对称面和翼型表面压力系数分布如图 5~图 6所示.二者在下表面正的压力峰值及分布很接近,在弦向位置x/c为0.4以后,压力系数Cp分布基本不变,维持在0.25左右;在上表面负的压力峰值有所区别,NACA4415翼型负压峰值更大,压力系数在-2.75左右,压力系数沿弦向位置分布回升较快,而飞艇嚢体对称面上负压峰值较小,但负的压力系数沿弦向分布并没有从前缘直接回升,而是先经过短暂的下降后,在弦向位置0.18左右时开始回升.这样的压力分布,在一定程度上可以延缓上下表面压差沿弦向减小,增大剖面的升力系数,提高飞艇的升阻比.经过FLUENT计算得到二者的升力、阻力系数也非常接近.其中嚢体对称剖面上的升力、阻力系数分别为CL=1.2230、CD=0.0422;而NACA4415翼型升力、阻力系数分别为CL=1.3274、CD=0.0393.气流在飞艇表面的流动特点决定了飞艇的气动性能,对飞艇的升阻特性非常重要.飞艇的气动阻力分为两种:摩擦阻力和压差阻力.由于飞艇具有很大的蒙皮面积,摩擦阻力成为阻力的主要来源,它跟蒙皮表面粗糙度、气流紊流度、长细比、雷诺数等有关;而压差阻力主要由飞艇表面气流流场情况决定,气流分离,过大的逆压梯度及艇身引起的分离涡、尾涡流等都会引起气动阻力的增加.运用FLUENT计算得到飞艇表面流场的流线图,如图 7~图 8所示.
图 7 混合飞艇嚢体表面流线 Fig. 7 Streamlines on hybrid airship envelope surface
图选项



图 8 飞艇嚢体尾部流场 Fig. 8 Stream lines at back of airship envelope
图选项


从图 7可以看到,在速度不高、较小迎角下,混合飞艇尾翼之前流场均匀分布,流线在嚢体表面分布呈现沿嚢体轴线的螺旋线,不存在气流分离,有利于减小压差阻力;在尾翼之后,由于嚢体与尾翼的相互干扰,流场变得比较紊乱,流体受到很强的逆压梯度作用,在尾翼的侧下方嚢体表面出现流动分离线,随着速度增加,分离区将逐渐扩大,分离点将前移,阻力增大.图 (8a)给出了飞艇尾部流场的分布情况,不难看出,嚢体的螺旋状流线在嚢体尾部汇聚,在飞艇左右两侧出现闭合的气流分离区(由于对称性,图中只显示了一侧),类似于图 (8b)中椭球体飞艇尾部流线分布[17],该分离区是由于流体受到纵向摩擦力和逆压梯度的阻滞而形成的,同时,在飞艇上下表面结合面上,上下表面气流相遇,形成一排小的尾部漩涡.在飞艇向前运动的过程中,这些尾涡和两侧嚢体尾部的分离区漩涡一起离开飞艇表面,形成自由涡.这些尾涡影响飞艇流场,引起向后的气动阻力.通过FLUENT模拟了混合飞艇和常规飞艇在巡航高度为1km、速度在30m/s时,迎角α在－30°～30°变化范围内的气动系数变化趋势.为保证可比性,两飞艇具有相同的体积,参考面积定义为飞艇嚢体体积的2/3次幂,即
.其中的常规飞艇采用的是旋成体嚢体加倒“Y”型尾翼布局形式.图 9~图 10给出了混合飞艇和常规飞艇在不同迎角下的升力、阻力系数.可以看到,在体积相等的条件下,混合飞艇和常规飞艇的升力系数CL在给定迎角范围内近似满足线性关系,且关于0°迎角对称.从大小上看,混合飞艇的升力线斜率更大,在同一迎角下,混合飞艇升力系数近似为常规飞艇的3倍,即相同条件下,混合飞艇能够提供的动升力为常规飞艇的3倍;但是混合飞艇的失速迎角更小,在50°左右,而常规飞艇失速迎角在60°左右.此外,从图 9可以发现,混合飞艇零升迎角略大于0,这是因为考虑嚢体布局、飞艇与吊舱布局,艇体外形与翼型存在一些差异,弯度存在少量损失,同时组合嚢体之间、艇身与尾翼之间还存在气动干扰.从图 10可以发现,在±5°小迎角范围内,混合飞艇和常规飞艇阻力系数差别不大,随着迎角增大,二者的阻力系数差别越来越大,这是由于大迎角下混合飞艇外形较为复杂,更易发生气流分离,导致阻力陡增.混合飞艇在提供高升力的同时,也付出了阻力的代价.
图 9 混合、常规飞艇升力系数曲线 Fig. 9 Lift coefficient curves of hybrid airship and conventional airship
图选项



图 10 混合、常规飞艇阻力系数曲线 Fig. 10 Drag coefficient curves of hybrid airship and conventional airship
图选项


图 11给出了混合常规飞艇力矩系数曲线.从图 11可以看出,混合飞艇在±15°范围内,俯仰力矩系数Cm近似保持线性,所以稳定可控的飞艇,其迎角不能超过±15°.总体上看,二者的俯仰力矩斜率为正,当迎角增大时,混合飞艇与常规飞艇一样,会产生一个抬头力矩,导致飞行迎角进一步增大,呈现出静不稳定的特性.图 12~图 13给出了两种飞艇的极曲线,显然,混合飞艇零升阻力系数大于常规飞艇,两者最大升阻比近似在迎角为10°时,经过计算发现,混合飞艇最大升阻比为 5.008,而常规飞艇为4.651,故混合飞艇最大升阻比更大,这对载重飞艇提高有效载荷效率和巡航能力非常有利.
图 11 混合、常规飞艇俯仰力矩系数曲线 Fig. 11 Pitching moment coefficient curves of hybrid airship and conventional airship
图选项



图 12 混合飞艇极曲线 Fig. 12 Polar curve of hybrid airship
图选项



图 13 常规飞艇极曲线 Fig. 13 Polar curve of conventional airship
图选项


图 9~图 13可归纳得到混合飞艇气动性能参数,将其与Lockheed Martin Corporation的验证型混合飞艇P-791[18]进行对比,结果如表 1所示.其中,参考固定翼飞机,定义AR为飞艇展弦比
[12],Wspan为飞艇宽度,Splan为飞艇的当量椭圆面积,CLα、K及CD0分别为升力线斜率、升阻比及零升阻力系数.表 1 混合飞艇与P-791气动性能对比 Table 1 Aerodynamic performance comparison
between hybrid airship and P-791
飞艇ARCLαKCD0
P-7910.540.0460.320.096
混合飞艇0.570.0580.240.062

表选项


从表 1可以看出,二者的气动参数比较接近,可以发现,本文中的混合飞艇的升力线斜率CLα更大,零升阻力及升阻比CLα、K相对较小,具有更好的升阻特性,有利于调高混合飞艇的运输能力.此外,两个飞艇气动参数比较接近,也证明了本文FLUENT建模与计算的正确性和可靠性.2.2 混合飞艇浮升特性分析混合飞艇的突出特点就是其浮升复合升力体.飞艇总的升力Ltotal由静浮力Lbuoy和气动升力Laero构成,如式(3)所示.二者共同决定了飞艇总的气动和运载能力.
在进行飞艇浮升特性分析之前,先定义浮重比
,浮升比
,总的升阻比
,其中Wtotal表示飞艇起飞总质量,浮升比Br代表静浮力在总升力中所占的比重,是飞行器设计的关键参数,升阻比K反映了总升力与气动阻力的比值.此外,定义总的升力效率
,表示总升力与嚢体表面积的比值,它反映了单位面积嚢体产生的总升力大小.假定总设计载荷Lload=146t,飞行高度为1km,迎角为10°,以常规飞艇(conventional airship)为参照,在0~50m/s的巡航速度范围内,对比分析两种布局方式在相同设计载荷下的浮升特性.静浮力由阿基米德原理进行计算,如式(4).浮升气体采用氦气,假设艇囊内外温度和压差不变,在1km高度,取空气密度(按理想气体计算)ρair为1.112kg/m3,氦气密度ρHe取0.134kg/m3.
飞艇动升力产生于相对运动,浮升飞艇在不同飞行速度下产生不同的动升力,在总的设计载荷一定的条件下,浮力也会随之改变,这就会引起飞艇体积、表面积、结构质量的改变;静升力、动升力的变化还会引起浮升比Br发生变化,进而影响飞艇总的升力效率.文中的常规飞艇采用旋成体嚢体与3个轴对称尾翼构成,尾翼的增加会使得飞艇绕流在尾部形成有利压差,增大飞艇升力[12],这与旋成体艇囊不同,后者基本不产生动升力.从图 14可以看出,在低速条件下,混合飞艇与常规飞艇一样,主要靠浮力提供所需升力,动升力很小.但随着速度增大,特别是在20m/s后,混合飞艇动升力开始急剧增大,动升力效率随之提高.在40m/s动升力增长开始减缓.而常规飞艇动升力相对较小,增长较慢.
图 14 气动升力随速度变化 Fig. 14 Aerodynamic-lift changing with velocity
图选项


图 15给出了两种飞艇在不同速度下的浮升比Br,浮升比表示浮力在总升力中所占的比例.从图中可以看出,随着速度增加,飞艇动升力增加,浮升比Br减小,其中混合飞艇浮升比Br下降更快,这也说明混合飞艇动升力效率更高.
图 15 浮升比随速度变化 Fig. 15 Buoyancy ratio changing with velocity
图选项


飞艇总升力效率EL定义为总升力与嚢体表面积的比值,表示单位面积嚢体能够提供的升力,是衡量飞艇总的浮升特性的重要参数.EL随速度变化如图 16所示,显然在低速(26m/s以下)时,混合飞艇动升力较小,静浮力占主导地位,近纯浮力的常规飞艇的升力效率更高.当速度大于26m/s后,浮升飞艇优势得到凸显,动升力急剧增大,使得飞艇总升力效率超过常规飞艇,而且随速度增大,二者差距越来越大.可见,浮升飞艇更适合在一定速度以上飞行,具有更大的总升力效率.图 17~图 18给出了混合飞艇升阻比K和升力效率EL与飞艇浮升比Br的变化趋势.不难发现,在浮力比大于0.65时,飞艇升阻比对浮升比Br比较敏感,Br的微小变化就能引起升阻比的剧烈变化,而升力效率随Br增大而减小,在较大浮升比时,升力效率很小,这说明浮升飞艇在小的浮升比,即动升力比例较大时具有更高的升力效率,增升减阻效果更好.
图 16 总升力效率随速度变化 Fig. 16 Total-lift efficiency changing with velocity
图选项



图 17 升阻比随浮升比 Fig. 17 Lift drag ratio changing with buoyancy ratio
图选项



图 18 总升力效率随浮升比Br变化 Fig. 18 Total-lift efficiency changing with buoyancy ratio Br
图选项


3 混合飞艇总体性能分析浮升混合飞艇在增加了动升力后,不仅提高了飞艇的可控性与操纵性,同时能够保证飞艇在巡航时具有比较高的升阻比,对飞艇总体性能如飞艇表面积、起飞质量、运输能力等会带来影响.飞艇质量一般由嚢体质量、能源系统质量、动力装置及其附件质量(螺旋桨、安装支架、电缆及控制器等)、气垫着陆系统、机载设备质量、燃油、有效载荷等构成.飞艇总的质量表示为
式中：Whull=ρhull·Shull为嚢体质量,嚢体面密度为ρhull=220g/m2;Wp为动力装置质量;WACLS为气垫着陆系统质量;We为有效载荷质量.考虑到浮升气动布局主要对外形尺寸及动力装置产生影响,为简化计算,在参考已有飞艇型号和工程估算的基础上,将飞艇的总重定义为
式中：η为质量系数,取为0.56.首先,在保持相同设计载荷条件下,混合飞艇可以提供更多的动升力,从而减小飞艇的表面积,减小飞艇的结构质量,增大飞艇有效载荷.表 2给出了两种飞艇在不同飞行速度下的表面积.可以发现,混合飞艇在一定速度下能够显著减小飞艇蒙皮表面积,降低结构质量,在速度为30m/s以上时,飞艇表面开始显著下降,到速度为50m/s时,表面积已经降低77.66%,而常规飞艇表面积变化较小,在速度为50m/s时,表面积也只降低了51.65%.
表 2 飞行速度对飞艇表面积的影响 Table 2 Effect of cruise velocity on the airship surface area
速度/(m·s-1)常规飞艇面积/m2混合飞艇面积/m2
016829.1419460.60
1016804.8819383.77
2016445.3218263.16
3014997.2214234.26
4011943.028599.27
508136.294348.09
减少量/%51.6577.66

表选项


定义需用功率P为飞艇飞行时阻力D与速度V的乘积,表示飞行过程中飞艇推进系统需要克服空气阻力的最小功率,由P=D·V来计算.图 19为需用功率随飞艇速度的变化.从图 19可以看出,在V=20m/s以下时,两种飞艇需用功率相差很小,这是由于混合飞艇在低速下气动阻力较小,升力主要靠浮力提供.
图 19 需用功率随飞艇速度的变化 Fig. 19 Required power changing with cruise velocity
图选项


随着速度的增加,混合飞艇的阻力急剧增大,导致需用功率不断上升.这也说明混合飞艇在提供高升力的同时,带来了更大的阻力和需用功率,所以在进行飞艇设计时,二者应该综合权衡考虑.飞行速度对飞艇自身质量Wt的影响如图 20所示.飞艇升力包括静升力(浮力)和气动升力,当速度较小时,升力主要靠浮力提供,飞艇自身质量主要由结构质量构成,所以主要靠浮力提供升力的常规飞艇自身质量相对较小;但当飞行速度增大,特别是速度大于25m/s后,混合飞艇的气动升力增大,外形尺寸减小,导致飞艇结构质量下降,有效载荷效率提高.此外,结构质量的下降也会使飞艇可以携带更多的燃油,增大飞艇的航程.
图 20 飞艇自身质量随速度变化 Fig. 20 Airship deadweight changing with velocity
图选项


4 结 论基于高升力翼型的组合嚢体式混合飞艇综合了静浮力与气动升力,能够提供更好的升阻特性,具有更大的运载能力.1) 基于高升力翼型组合嚢体的气动布局具有很好的气动性能,相同迎角下能够提供常规飞艇3倍的气动升力,在迎角为10°时,升阻比K达到最大.当迎角在±15°范围内基本不发生气流分离,只在艇体尾部产生了小的漩涡,阻力较小;超出±15°范围后,随着迎角增大,阻力增加很快.2) 浮升混合飞艇的零升阻力比常规飞艇更大,因为零升阻力主要取决于气体与蒙皮的摩擦阻力,而混合飞艇表面积更大,所以零升阻力更大.此外,混合飞艇力矩系数斜率为负,具有静不稳定的特点.迎角在±15°范围内,力矩系数保持良好的线性关系,超过该范围呈现出较强的非线性特点,故飞艇在±15°范围内的可控性和操纵性更好.3) 在速度较小时(20m/s以下),混合飞艇升力主要由浮力提供,动升力效率低,以浮力为主的常规飞艇布局具有更好的浮升特性;当速度大于26m/s时,随速度增大,浮升飞艇的动升力效率提高,浮升比减小,具有更大总升力效率,体现了其优异的浮升特性.4) 在一定速度范围(26m/s以上)内,相同设计载荷下浮升混合飞艇能提供更大的气动升力,显著减小飞艇表面积,减轻飞艇结构质量,提高有效载荷及运载能力.
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    北京航空航天大学论文文献 本站小编 Free考研考试 2021-12-25
  • 带约束碰撞角的顺/逆轨制导律设计
    保证零脱靶量,并带有末端约束碰撞角的轨迹成型制导律(TrajectoryShapingGuidance,TSG)设计是一项富有挑战性的任务.TSG可主动改变拦截弹的航迹角以达到期望的末端碰撞角,有效增大弹头的碰撞效能.近年来,许多****热衷于此,并提出了基于比例导引(ProportionalNav ...
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  • 二元可变后缘翼型的鲁棒优化设计
    传统的翼型由于几何外形基本确定不变,随着来流马赫数的逐步增大,气动性能退化明显.与传统翼型相比,可变后缘翼型能够实现后缘的连续光滑变形,改善升阻特性,具有较高的气动效率[1].已有研究中,“MissionAdaptiveWing”项目[2]的研究者通过光滑地改变翼型前缘和后缘弯度,获得了巡航性能、机 ...
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  • 曲线片型加筋壁板的稳定性优化设计
    加筋板作为一种典型的薄壁结构形式,被广泛应用于飞机机身和机翼的盒段[1]、运载火箭的舱段[2],提高其在不同工况下的稳定性是工程设计的迫切需求.曲筋加筋板作为直筋加筋板的一种结构扩展,已经开始受到研究工作者的重视.目前,一些创新性的制造技术,如搅拌摩擦焊和电子束自由曲面成型技术已经可以使用铝合金与钛 ...
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  • 高超声速气动热数值计算壁面网格准则
    近年来,高超声速临近空间飞行器迅速发展,随之带来的飞行器热防护问题日益突出,而气动热环境的准确预测对飞行器热防护系统的设计至关重要.随着数值方法和计算机硬件的迅速发展,计算流体力学(CFD)方法逐渐成为气动热环境预测的重要手段.但运用CFD方法模拟气动热环境的难点在于其精度受多种因素影响,如离散方法 ...
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  • 空间科学任务协同设计论证平台
    由于空间科学任务立项论证需求越来越多,为了提高概念设计阶段空间科学任务论证的效率,协同设计思想越来越多地应用到空间科学任务的系统论证中.空间科学任务论证是设计岗位依据规范的论证流程开展协同设计的过程.以往的任务论证在数据、流程及协同方式上有如下特点:1)基于文档的数据管理模式.该模式导致了文档变更及 ...
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  • 过渡状态下材料断裂韧性的计算方法
    通常情况下材料断裂韧性被看作常数,为平面应变状态下的断裂韧性值.实际上,断裂韧性的值是随着试样厚度的变化而变化的,即断裂韧性是一个与应力状态有关的量,并不是仅与材料性质有关的常数.在一些航空技术先进国家,已经通过大量的试验给出了许多常用材料的KC-B曲线,即断裂韧性-厚度曲线,而中国基本没有建立航空 ...
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  • 基于涡方法生成大涡模拟进口条件的数值计算
    关于生成大涡模拟非定常进口条件的研究一直以来都是一个难题.在很多计算流体力学的数值模拟中,例如使用大涡模拟对叶轮机进行的数值模拟,计算结果在很大程度上受进口条件影响[1,2].大涡模拟进口的流场需要符合湍流的统计特性,生成大涡模拟进口条件的方法要尽可能地容易操作,这样针对不同的进口情况能快速有效地生 ...
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  • 整体次加筋壁板屈曲载荷近似计算方法
    整体加筋壁板由于其制造成本低、有较长的疲劳寿命等优点,近些年来在飞机结构上有着广泛的应用.在制造技术方面,整体加工技术和增材制造技术(如电子束自由成型制造技术[1])不断取得发展,又进一步推动了整体加筋壁板的发展,扩展了结构设计空间[1].在这样的背景下,一些****从丰富筋条结构层次的角度出发,提 ...
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  • 飞机载荷谱实测数据双缓冲视景仿真系统设计
    飞机载荷谱实测是将飞机在使用过程中的状态参数、载荷参数等进行信息采集和记录,为飞机全机试验、结构可靠性设计提供试验数据与科学依据[1,2].飞机载荷谱实测数据类型复杂,对于不同的机型,采集参数不同,数据结构也不相同,使得飞机载荷谱数据资源比较难以组织和管理[3,4,5,6].随着测试需求的不断提高和 ...
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