環(huán)量
- 基于環(huán)量控制的無尾飛翼俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸無舵面姿態(tài)控制飛行試驗(yàn)
合性能提升。射流環(huán)量控制對機(jī)翼后緣固定幾何型面進(jìn)行操作，引入壓縮氣體產(chǎn)生高速射流，在柯恩達(dá)效應(yīng)作用下射流偏轉(zhuǎn)并附著在彎曲的壁面產(chǎn)生“虛擬舵面”，高速射流裹挾外界自由流加速并發(fā)生偏轉(zhuǎn)［6-8］，改變機(jī)翼表面的壓力分布，獲得飛行控制所需的操控力和力矩。在不需要升降舵、副翼等大載荷活動(dòng)部件的情況下實(shí)現(xiàn)無舵面飛行控制，減小機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)械驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)等的復(fù)雜度和重量［2，8-10］。美國從20世紀(jì)70年代就開始環(huán)量控制技術(shù)研究［11-15］，目的是實(shí)現(xiàn)低速條件下的環(huán)量增
航空學(xué)報(bào) 2023年18期2023-10-17
- 振蕩射流控制方法在無舵面飛行控制中的應(yīng)用
面飛行控制技術(shù)—環(huán)量控制（circulation control）技術(shù)和流體推力矢量（fluidic thrust vectoring）技術(shù)。2019 年，BAE 系統(tǒng)公司與曼徹斯特大學(xué)合作，設(shè)計(jì)制造了名為“MAGMA”的飛翼布局無人驗(yàn)證機(jī)，旨在探索新型無舵面飛行控制技術(shù)在未來無尾飛機(jī)上的應(yīng)用。MAGMA 沒有采用DEMON 的單獨(dú)供氣方案，而是采用了更貼近實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)供氣方案，并且將尾緣的康達(dá)射流提升至超聲速[3]，其成功試飛使環(huán)量控制和流體推力矢量技術(shù)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2023年4期2023-09-25
- 基于變環(huán)量設(shè)計(jì)的混流泵葉輪多工況優(yōu)化
數(shù)作為設(shè)計(jì)參數(shù)的環(huán)量法具有參數(shù)與水力性能聯(lián)系緊密[2]以及葉片角分布更加多樣[3]等優(yōu)點(diǎn),其有效性已在水泵、水輪機(jī)、風(fēng)機(jī)、壓縮機(jī)和噴水推進(jìn)器等[4-10]領(lǐng)域的設(shè)計(jì)優(yōu)化中得到廣泛證明。在眾多有關(guān)環(huán)量法的研究中,文獻(xiàn)[11-13]指出,輪轂及輪緣處環(huán)量沿軸面流線方向的偏導(dǎo)數(shù) (載荷) 為環(huán)量法的核心,其分布形式與流場及葉片形狀直接相關(guān);文獻(xiàn)[14-16]指出,在環(huán)量法中,通過控制葉片尾緣傾角,有利于混流泵葉輪內(nèi)部二次流與流動(dòng)分離現(xiàn)象的抑制。因此,在過往的大多
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2023年9期2023-09-23
- 中等展弦比飛翼布局無人機(jī)后緣射流滾轉(zhuǎn)控制
面積［3］。后緣環(huán)量控制作為一種典型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，在機(jī)翼后緣射出一股切向流動(dòng)，在柯恩達(dá)效應(yīng)作用下，射流附著于后緣凸曲面（Coanda表面），并夾帶周圍流動(dòng)繞Coanda表面偏轉(zhuǎn)。流線偏轉(zhuǎn)使翼型產(chǎn)生氣動(dòng)型彎曲，改變翼型的環(huán)量，進(jìn)而增大或者減小翼型升力。左右機(jī)翼后緣差動(dòng)射流可實(shí)現(xiàn)對飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，具備取代傳統(tǒng)副翼的潛力。與傳統(tǒng)舵面相比，除顯著提升飛翼布局隱身特性外，環(huán)量控制設(shè)備還具有體積小、重量輕、可靠性高［4］和氣動(dòng)噪聲?。?］等優(yōu)點(diǎn)，因而受到廣
航空學(xué)報(bào) 2023年10期2023-06-27
- 基于數(shù)值模擬的飛機(jī)近場尾渦特征參數(shù)計(jì)算
計(jì)算，即初始尾渦環(huán)量Γ0和初始尾渦間距B0：式中：ny為飛機(jī)的法向過載；W為飛機(jī)重量；ρ為飛行高度上的空氣密度；V∞為飛機(jī)飛行速度；b為機(jī)翼的翼展。2.1 渦核位置和渦核間距飛機(jī)的尾渦可以簡化成兩個(gè)旋轉(zhuǎn)方向相反的渦旋，渦旋中心存在一個(gè)渦核。渦量是描述尾渦運(yùn)動(dòng)的一個(gè)矢量[15]，本文通過尋找渦量最大值的方法來確定渦核的位置，其中渦量ω的表達(dá)式見式（4）：式中：ωx=?w/?y??v/?z為x軸渦量分量，ωy=?u/?z??w/?x為y軸渦量分量，ωz=?v/
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年5期2023-06-16
- 環(huán)量控制撲翼式獲能器氣動(dòng)特性的數(shù)值研究
2%［6-8］。環(huán)量控制（circulation control）是一種常見的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。該技術(shù)通過在翼型圓弧后緣兩側(cè)表面設(shè)置切向射流，利用流體在曲面外表面流動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的柯恩達(dá)效應(yīng)，推遲邊界層流動(dòng)分離，增加翼型環(huán)量，進(jìn)而提高翼型的升力［9］。Frith等［10］嘗試用環(huán)量控制器替代傳統(tǒng)飛機(jī)的操縱舵面進(jìn)行試驗(yàn)，探究應(yīng)用環(huán)量控制技術(shù)操縱飛機(jī)的可行性。齊萬濤等［11］發(fā)現(xiàn)雙射流環(huán)量控制器在較低的動(dòng)量系數(shù)下可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)控制功能，增加其縱向穩(wěn)定性，并能夠顯著提
能源研究與信息 2023年1期2023-06-08
- 基于柯恩達(dá)效應(yīng)的飛翼布局環(huán)量控制研究
恩達(dá)效應(yīng)[1]。環(huán)量控制翼型/機(jī)翼的出現(xiàn)代表了柯恩達(dá)效應(yīng)在外流空氣動(dòng)力學(xué)中的成功應(yīng)用。早期研究主要是利用環(huán)量控制技術(shù)提高機(jī)翼升力,實(shí)現(xiàn)短距起降。環(huán)量控制翼型/機(jī)翼通過在上表面近后緣處切向吹氣來推遲邊界層的分離,從而改變翼型后緣的駐點(diǎn)位置,改變繞翼型的環(huán)量,進(jìn)而對升力進(jìn)行控制[2]。與傳統(tǒng)的高升力裝置相比,環(huán)量控制技術(shù)具有作動(dòng)簡單、質(zhì)量輕以及活動(dòng)部件少的優(yōu)勢[3]。國外在環(huán)量控制增升技術(shù)領(lǐng)域起步較早,取得了豐富的成果,并在高升力飛行器中得到了應(yīng)用,如美國的B
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年4期2022-09-09
- 中低空太陽能無人機(jī)高效螺旋槳設(shè)計(jì)方法
距'及槳葉的最佳環(huán)量分布。在螺旋槳槳葉徑向處，當(dāng)葉素環(huán)量產(chǎn)生Δ的增量擾動(dòng)時(shí)，分別給螺旋槳帶來Δ和Δ大小的拉力與扭矩的增量變化，將這一增量帶來的有用功與吸收能量的比值用能量比表示為由渦流理論可知，Δ的環(huán)量增量帶來的拉力及扭矩的變化分別為將式（2）～式（3）帶入式（1），可得：要使得螺旋槳效率最高，需要在值大的地方增加環(huán)量，在值小的地方減小環(huán)量。因此螺旋槳環(huán)量分布最優(yōu)的條件是值在槳葉展向方向保持不變。根據(jù)圖1速度分解幾何關(guān)系可以得到：由式（5）和式（6）可得：
航空工程進(jìn)展 2022年4期2022-08-11
- 寬速域飛翼布局后緣射流滾轉(zhuǎn)控制研究
RCS)。后緣環(huán)量控制射流是指在機(jī)翼后緣沿切向射出一股流動(dòng)。根據(jù)柯恩達(dá)效應(yīng)，射流附著于后緣凸曲面，即柯恩達(dá)表面，并夾帶邊界層流動(dòng)同樣繞柯恩達(dá)表面偏轉(zhuǎn)一定角度。流線的偏轉(zhuǎn)使翼型產(chǎn)生氣動(dòng)型彎曲，從而改變翼型的環(huán)量和升力。左右機(jī)翼后緣不同射流組合方式可實(shí)現(xiàn)不同姿態(tài)控制，其中以滾轉(zhuǎn)控制效果最佳。后緣環(huán)量控制射流作為一種典型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，具備代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面進(jìn)行姿態(tài)控制的潛力[2]。相比舵面，后緣環(huán)量控制射流應(yīng)用于飛行器姿態(tài)控制具備諸多優(yōu)勢[2-4]。首先，無須
國防科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年4期2022-08-06
- 基于分布式合成雙射流的飛行器無舵面三軸姿態(tài)控制飛行試驗(yàn)1)
行控制領(lǐng)域,包括環(huán)量控制[1-6]、推力矢量控制[7-10]、分離流控制[11-15]等,極具應(yīng)用價(jià)值.主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)目前已在飛行器中得到了廣泛驗(yàn)證.英國曼徹斯特大學(xué)Crowther 團(tuán)隊(duì)[5]于2005 年設(shè)計(jì)了Tutor 飛行器,利用電動(dòng)空氣壓縮機(jī)驅(qū)動(dòng)的射流環(huán)量控制激勵(lì)器取代副翼,實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)姿態(tài)操控;2010 年,該團(tuán)隊(duì)聯(lián)合BAE 公司研發(fā)并試飛了DEMON 飛行器[16],利用輔助動(dòng)力單元驅(qū)動(dòng)的射流環(huán)量控制裝置取代升降舵及副翼,并通過發(fā)動(dòng)機(jī)引氣同向
力學(xué)學(xué)報(bào) 2022年5期2022-06-16
- 脈沖射流對環(huán)量控制翼型氣動(dòng)性能的影響
，國內(nèi)外陸續(xù)使用環(huán)量控制技術(shù)來解決這個(gè)矛盾［1］。環(huán)量控制技術(shù)的發(fā)展是備受關(guān)注的主動(dòng)流動(dòng)控制方式之一。這種流動(dòng)控制是指在機(jī)翼鈍后緣表面開縫，在后緣上噴射切向射流，利用Coanda效應(yīng)（壓力與離心力的平衡使射流沿著后緣曲面流動(dòng)），射流與外流混合后繞曲面外形流動(dòng)，使流線偏折，并增大繞流速度，增加氣流繞翼型的環(huán)量。由庫塔儒科夫升力定理可知翼型升力會(huì)增加［2-3］。風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真的結(jié)果表明，環(huán)量控制技術(shù)對圓形Coanda后緣穩(wěn)定切向吹氣具有明顯的氣動(dòng)效益，對縮
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年3期2022-03-29
- 雙射流環(huán)量控制翼型的控制力矩特性研究
術(shù)包括合成射流、環(huán)量控制、等離子體激勵(lì)器等［2］。相比之下，環(huán)量控制技術(shù)能夠產(chǎn)生較大速度的射流，可用于干預(yù)附面層流場達(dá)到控制分離的效果，從而影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能，適用速度范圍較廣，相較于傳統(tǒng)舵面而言能夠達(dá)到相當(dāng)、甚至更佳的增升效果。基于Coanda效應(yīng)［3］的環(huán)量控制技術(shù)，通過在翼型后緣上下表面設(shè)置縫隙的手段，對翼型近壁區(qū)施加切向射流，對后緣流場形成局部擾動(dòng)，射流與外流相互混合，在黏性力作用下，高動(dòng)量的射流持續(xù)向附面層注入能量，帶動(dòng)流線偏折，使得翼型氣動(dòng)彎度
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年12期2022-01-15
- 環(huán)量分布對基于反問題設(shè)計(jì)的混流泵優(yōu)化結(jié)果的影響
，袁壽其，鄭云浩環(huán)量分布對基于反問題設(shè)計(jì)的混流泵優(yōu)化結(jié)果的影響李彥軍，王夢成，袁建平，袁壽其，鄭云浩（江蘇大學(xué)國家水泵研究中心，鎮(zhèn)江 212013）為定量研究葉輪出口環(huán)量分布對導(dǎo)葉式混流泵優(yōu)化結(jié)果的影響，該研究在試驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)值模擬準(zhǔn)確性的基礎(chǔ)上，以反問題設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，結(jié)合最優(yōu)拉丁超立方抽樣法，徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型和多島遺傳算法，以0.8des、1.0des和1.2des處泵段加權(quán)效率為優(yōu)化目標(biāo)（des表示設(shè)計(jì)流量），以1.0des處揚(yáng)程變化小于3%為約束條件，在
農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào) 2021年20期2021-12-30
- 基于蒙特卡洛仿真的高空尾渦運(yùn)動(dòng)特性
尾渦一般使用渦旋環(huán)量Γ表示其強(qiáng)度。根據(jù)圓柱繞流氣動(dòng)力知識(shí)，機(jī)翼微元上的升力計(jì)算公式為：l(x)=ρ∞v∞Γ(x)(1)式中：ρ∞為大氣密度；v∞為飛機(jī)真空速；Γ(x)為翼剖面附著渦環(huán)量；x為翼剖面與飛機(jī)縱軸之間的距離。對整個(gè)翼展積分，飛機(jī)升力L的計(jì)算公式為：(2)式中：B為飛機(jī)翼展。對于后掠翼飛機(jī)，翼剖面環(huán)量的計(jì)算公式為：(3)(4)所以，得尾渦初始強(qiáng)度計(jì)算公式如下：(5)式中：n為飛機(jī)法向過載；W為飛機(jī)質(zhì)量。由上式可以看出，尾渦初始環(huán)量的大小與飛機(jī)質(zhì)量、
空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年5期2021-12-22
- 環(huán)量控制翼型非定常氣動(dòng)力建模
技術(shù)應(yīng)用中，使用環(huán)量控制技術(shù)作為主動(dòng)流動(dòng)控制的解決方案越來越引起人們的注意［1-2］。環(huán)量控制技術(shù)是指在翼型后緣表面開縫以形成沿著物面切向的射流，用以增加沿著翼型表面的環(huán)量，進(jìn)而增加升力［3-4］。風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真結(jié)果表明，環(huán)量控制技術(shù)能夠大幅度提高翼型升力，并在高升力條件下改善升阻比［5-6］。環(huán)量控制技術(shù)最初就是因?yàn)槠渥吭降母呱π阅芏痍P(guān)注，經(jīng)過八十多年的發(fā)展，該技術(shù)逐漸在無尾飛行器的氣動(dòng)力控制、風(fēng)力渦輪機(jī)的載荷控制、降低噪聲、降低飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年10期2021-11-18
- 內(nèi)吹式襟翼控制機(jī)理和失速特性
方面有較大不同。環(huán)量控制是第三種增升方式，類似上表面吹氣，利用柯恩達(dá)效應(yīng)[4]，即流體在曲面外形上的附壁效應(yīng)，使流動(dòng)沿著物面切線的方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，通過高能量射流控制附面層內(nèi)的流動(dòng)形態(tài)，使繞翼型的流動(dòng)產(chǎn)生很大的環(huán)量,從而獲得高升力。早期環(huán)量控制翼型[5-7]的設(shè)計(jì)采用圓形或近圓形尾緣，在不需要傳統(tǒng)襟縫翼的情況下，就可以獲得較為可觀的增升量。較大的尾緣半徑可以顯著增加升力，但在巡航時(shí)，厚度較大的鈍形尾緣產(chǎn)生不可忽略的附加阻力；較小的尾緣半徑可以滿足氣動(dòng)設(shè)計(jì)對巡航
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年5期2021-11-13
- 高空巡航階段的飛機(jī)尾渦流場演化特性研究
尾渦一般使用渦旋環(huán)量 Γ表示其強(qiáng)度，環(huán)量為流體的速度沿著一條閉曲線的路徑積分。在尾渦剛剛形成時(shí)，初始環(huán)量 Γ0取決于飛行中飛行器的重量、真空速、大氣密度和翼展，Γ0的計(jì)算公式如下：式中:m為 飛機(jī)質(zhì)量，g為 重力加速度，ρ∞為大氣密度，V∞為飛機(jī)飛行真空速，b0為翼尖尾渦的初始渦核間距，通常為 πB/4，B為飛機(jī)翼展。1.2 尾渦快速仿真計(jì)算模型通過對尾渦基本演化機(jī)理的分析，結(jié)合大量實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)（尾流直接探測、數(shù)值模擬）建立的計(jì)算模型能相對準(zhǔn)確地對尾渦流場參數(shù)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年4期2021-09-17
- 基于數(shù)據(jù)同化的飛機(jī)尾流行為預(yù)測
致渦心位置和速度環(huán)量等趨勢預(yù)測與尾流實(shí)際演化趨勢存在偏差，進(jìn)而影響了飛機(jī)尾流行為預(yù)測的準(zhǔn)確性和魯棒性[13,14]。在此基礎(chǔ)上，Pruis等人[15]提出綜合運(yùn)用多個(gè)預(yù)測模型，給出尾流演化的概率性預(yù)測結(jié)果，但這種綜合方法仍然依賴于初始?xì)庀髼l件的設(shè)置，未能解決氣象條件實(shí)時(shí)變化的問題。Sch?enhals等人[16]提出應(yīng)用數(shù)據(jù)融合的方法，利用線性卡爾曼濾波或擴(kuò)展卡爾曼濾波對尾流演化過程中預(yù)測和實(shí)測數(shù)據(jù)之間的誤差進(jìn)行估計(jì)并對預(yù)測數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，但其仍以經(jīng)典D2P
雷達(dá)學(xué)報(bào) 2021年4期2021-09-02
- 汽輪機(jī)切向進(jìn)汽蝸殼設(shè)計(jì)方法研究
法有很多，包括等環(huán)量、等速度、變環(huán)量等。其中等環(huán)量設(shè)計(jì)是目前應(yīng)用最廣泛的，本次研究將采用等環(huán)量、等截面以及線性收縮3種手段來設(shè)計(jì)汽輪機(jī)進(jìn)汽流道，并對其性能進(jìn)行對比。等環(huán)量設(shè)計(jì)方法[3-4]是一種應(yīng)用廣泛的蝸殼設(shè)計(jì)方法，該方法假設(shè)蝸殼內(nèi)部流動(dòng)環(huán)量相等(cuR=C)，截面形狀和進(jìn)口流量確定后，通過在任意橫截面建立質(zhì)量守恒方程，求解出截面特征尺寸。以圓形截面為例，圖1給出了任意角度橫截面特征尺寸示意。圖1 任意角度橫截面尺寸示意圖基于上述假設(shè)，通過任意橫斷面的流
熱力透平 2021年2期2021-07-20
- 環(huán)量控制機(jī)翼增升及滾轉(zhuǎn)控制特性研究
廣泛應(yīng)用[2]。環(huán)量控制(Circulation Control)技術(shù)作為流動(dòng)控制的方式之一，通過在機(jī)翼后緣吹氣形成柯恩達(dá)(Coanda)效應(yīng)來改變環(huán)量，實(shí)現(xiàn)對飛行器的增升減阻和姿態(tài)控制，具有使用簡單、重量輕和易于實(shí)現(xiàn)等優(yōu)勢[3]。環(huán)量控制技術(shù)原理如圖1所示，將常規(guī)機(jī)翼的尾緣變?yōu)閹в星实膱A弧，機(jī)翼內(nèi)設(shè)置高壓腔室，在上翼面和尾緣的交接處開設(shè)帶有高度的氣縫，由高壓腔室經(jīng)過導(dǎo)流裝置從氣縫沿切線方向噴射氣流，該射流沿著圓弧曲面流動(dòng)，在圓弧的表面具有邊界層性質(zhì)，之
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年1期2021-06-23
- 定常升阻力普適理論的特色和升力的物理來源
Γ?和Qψ分別是環(huán)量和有旋尾流的入流,詳見下面的2.1 節(jié).遠(yuǎn)場理論包括建立復(fù)雜流場在接近無窮遠(yuǎn)處的衰減規(guī)律以及精確的合力公式,這是CFD 和EFD 夠不著而只能依靠解析方法的領(lǐng)域.它們?yōu)樗薪鼒隼碚摰墓教峁┝藱z測的標(biāo)準(zhǔn),也為在CFD 中設(shè)置遠(yuǎn)場邊界條件提供了判據(jù).然而,環(huán)量和入流的取值不由遠(yuǎn)場理論本身決定,而要結(jié)合近場理論根據(jù)具體流動(dòng)狀態(tài)給出.可以說,遠(yuǎn)場理論提供了戰(zhàn)略目標(biāo),而近場理論做戰(zhàn)術(shù)實(shí)施.長期以來,遠(yuǎn)場合力理論一直停留在低速不可壓流.雖經(jīng)幾代人
力學(xué)進(jìn)展 2021年1期2021-04-19
- 基于激光雷達(dá)探測的飛機(jī)尾流特征參數(shù)反演系統(tǒng)
塊和飛機(jī)尾流速度環(huán)量估計(jì)模塊。系統(tǒng)流程如圖1所示。系統(tǒng)數(shù)據(jù)分析和處理流程可概述為：首先通過激光雷達(dá)回波模塊產(chǎn)生回波信號，或者通過雷達(dá)實(shí)測數(shù)據(jù)接收模塊接收回波信號；然后通過飛機(jī)尾流渦心定位模塊對飛機(jī)尾流進(jìn)行定位得到飛機(jī)尾流的渦心位置、渦心間距和渦心軌跡等特征參數(shù)；最后，對定位得到的飛機(jī)尾流進(jìn)行速度環(huán)量的估計(jì)，得到飛機(jī)尾流的強(qiáng)度信息。圖1 飛機(jī)尾流特征參數(shù)反演系統(tǒng)流程圖Fig.1 Flow chart of aircraft wake vortex param
雷達(dá)學(xué)報(bào) 2020年6期2020-12-31
- 基于主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的無舵面飛翼布局飛行器姿態(tài)控制
最為廣泛的是射流環(huán)量控制技術(shù)，該技術(shù)最早由Davidson在1962年提出[4]，20世紀(jì)70～90年代有大量的學(xué)者對射流環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行了諸多的基礎(chǔ)研究[5-8]。20世紀(jì)70年代美國海軍將射流環(huán)量控制技術(shù)用于A-6A 起降階段增升，1976年弗吉尼亞大學(xué)也用射流環(huán)量控制實(shí)現(xiàn)增升，效果顯著。2005年曼徹斯特大學(xué)試飛了采用射流環(huán)量控制進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制的Tutor無人機(jī)，2008年該團(tuán)隊(duì)又試飛了采用射流環(huán)量控制技術(shù)控制俯仰和滾轉(zhuǎn)的完全無舵面無人機(jī)DEMON[9
航空學(xué)報(bào) 2020年12期2020-12-28
- 基于定常RANS方法的螺旋槳轂渦結(jié)構(gòu)分析
提出求解最佳徑向環(huán)量分布的變分法時(shí)認(rèn)為葉根處某一槳葉壓力面與相鄰槳葉吸力面發(fā)生壓力中和，造成葉根處升力為0。Kerwin[2]采用鏡像渦的辦法近似處理槳轂，并認(rèn)為螺旋槳根部存在環(huán)量。孫文愈[3]將面元法計(jì)算的槳轂誘導(dǎo)速度加入變分法求解最佳環(huán)量中，得到的最佳環(huán)量分布在葉根處存在負(fù)荷。Brizzolara[4]的計(jì)算結(jié)果也得到了相同的結(jié)論。Hong[5]和Shin[6]采用CFD數(shù)值模擬技術(shù)分析了螺旋槳環(huán)量分布形式，結(jié)果均顯示槳葉根部存在負(fù)荷。Jessup[7
艦船科學(xué)技術(shù) 2020年5期2020-11-27
- 葉輪出口環(huán)量非線性分布條件下混流泵性能研究
葉輪出口翼展方向環(huán)量分布形式對混流泵性能的影響，本文以應(yīng)用于南水北調(diào)東線工程中比轉(zhuǎn)數(shù)為510的混流泵葉輪為基礎(chǔ)模型，在不改變其軸面投影圖和葉片厚度分布規(guī)律的基礎(chǔ)上，保持流線方向載荷控制參數(shù)不變，對比分析17種不同翼展方向環(huán)量分布形式對混流泵外特性及內(nèi)流場的影響規(guī)律，以期為混流泵的反問題設(shè)計(jì)提供參考。1 反問題設(shè)計(jì)1.1 反問題設(shè)計(jì)理論基礎(chǔ)全三維反問題設(shè)計(jì)最早由文獻(xiàn)[16-17]提出，文獻(xiàn)[18-20]基于勢流理論對其進(jìn)行了進(jìn)一步發(fā)展,并通過引入阻塞因子提出
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2020年11期2020-11-24
- 不同轉(zhuǎn)速對軸流泵裝置水力性能的影響研究
葉輪進(jìn)出口截面的環(huán)量分布。本文研究為水泵裝置在運(yùn)行工況變化下進(jìn)行轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)提供參考。1 計(jì)算模型及參數(shù)本文研究對象為某低揚(yáng)程軸流泵模型裝置，計(jì)算域包括進(jìn)水流道、泵段、出水流道，如圖1所示，主要參數(shù)如表1所示。泵裝置三維模型在UG軟件中進(jìn)行建模與裝配。本文對軸流泵裝置在葉輪轉(zhuǎn)速從1461r/min到731r/min中六種轉(zhuǎn)速下的最優(yōu)工況進(jìn)行分析。表1 軸流泵模型裝置基本參數(shù)Table 1 Parameters of the axial-flow pump mo
水電與抽水蓄能 2020年4期2020-09-28
- 等-變環(huán)量設(shè)計(jì)葉片軸流風(fēng)機(jī)性能研究
設(shè)計(jì)方法的等-變環(huán)量設(shè)計(jì)方法，并對其進(jìn)行試驗(yàn)與數(shù)值模擬分析，為低壓軸流前掠風(fēng)機(jī)的葉片設(shè)計(jì)提供依據(jù)。1 等-變環(huán)量設(shè)計(jì)氣流參數(shù)及外特性分析1.1 等-變環(huán)量設(shè)計(jì)思路軸流風(fēng)機(jī)的設(shè)計(jì)方法有很多，按照氣流參數(shù)沿葉片高度方向的變化規(guī)律不同，軸流風(fēng)機(jī)的設(shè)計(jì)方法可以分為等環(huán)量設(shè)計(jì)與變環(huán)量設(shè)計(jì)。等環(huán)量設(shè)計(jì)忽略占次要地位的徑向流動(dòng)，將氣流繞葉片的流動(dòng)簡化為繞諸多截面不摻混的流動(dòng)；變環(huán)量設(shè)計(jì)氣流參數(shù)沿葉片高度分布不再滿足“cur=Const”的假設(shè)，通過設(shè)置變換量指數(shù)來考慮葉
流體機(jī)械 2020年7期2020-09-10
- 基于大渦法泵站進(jìn)水口渦流特性研究
渦兩種典型渦流的環(huán)量來驗(yàn)證模擬。由圖2～3可以直觀的看出模擬數(shù)值與實(shí)測數(shù)值環(huán)量的變化趨勢接近，模擬結(jié)果的數(shù)值略大于實(shí)測數(shù)值，且環(huán)量的變化率高于實(shí)測數(shù)據(jù)計(jì)算的數(shù)值。這一結(jié)果表明本文選用的嵌入式大渦法模型模擬結(jié)論與模型實(shí)驗(yàn)的結(jié)論大致相同，故可在模擬結(jié)論的基礎(chǔ)上進(jìn)行下一步的分析。圖2 附底渦環(huán)量對比示意圖3 表面渦環(huán)量對比示意3 渦流水力特性研究3.1 進(jìn)水池渦流分類實(shí)驗(yàn)時(shí)，對進(jìn)水池周圍壁面位置進(jìn)行拍攝，每秒拍攝3對單次曝光照片。實(shí)驗(yàn)時(shí)通過調(diào)節(jié)吸水管流量和水位高
廣東水利水電 2020年4期2020-05-05
- 流場非均勻性對非平面激波誘導(dǎo)的Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定性影響的數(shù)值研究*
勻流場中的渦量及環(huán)量分布，揭示了非均勻流場中RM不穩(wěn)定性產(chǎn)生及演化機(jī)理。同時(shí)，Bai等[10]通過數(shù)值模擬兩種非均勻流場中平面激波誘導(dǎo)的RM不穩(wěn)定性現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)：在線性階段或弱非線性階段，界面擾動(dòng)增長強(qiáng)烈依賴于初始流場非均勻性；而在非線性階段，該依賴性逐漸減小。可以發(fā)現(xiàn)，Bai等[7,10]、Xiao等[8]、肖佳欣等[9]側(cè)重研究流場非均勻性對平面激波誘導(dǎo)產(chǎn)生的RM不穩(wěn)定性演化的影響。然而，Ishizaki等[11]、Kane等[12]、Zou等[13]和
爆炸與沖擊 2019年4期2019-06-05
- 共流吹氣技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用研究
研究和應(yīng)用。1 環(huán)量控制技術(shù)的應(yīng)用歷史及進(jìn)展環(huán)量控制技術(shù)可在增升方面顯示出優(yōu)秀的性能，該項(xiàng)技術(shù)的工程應(yīng)用源于1976年。當(dāng)年西弗吉尼亞大學(xué)為了探索環(huán)量控制技術(shù)的工程應(yīng)用效果，設(shè)計(jì)了采用如圖1所示的機(jī)翼截面形式的驗(yàn)證機(jī)，并開展飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了環(huán)量控制技術(shù)的增升效果[8]。1985年，N.Wood等[9]利用實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?如圖2所示)研究Coanda表面局部半徑、射口尺寸等參數(shù)對環(huán)量控制翼型的作用效果，他認(rèn)為射流與附面層摻混可以推遲附面層分離并使駐點(diǎn)后移而增強(qiáng)環(huán)量控
航空工程進(jìn)展 2019年2期2019-05-07
- 基于模式函數(shù)和變分法的螺旋槳最佳環(huán)量計(jì)算方法
效率主要由其徑向環(huán)量分布決定。開展螺旋槳最佳徑向環(huán)量的研究可以從機(jī)理上給出提高推進(jìn)器效率的方向。因此以效率為目標(biāo)的螺旋槳最佳環(huán)量計(jì)算一直是螺旋槳設(shè)計(jì)研究的一個(gè)重要內(nèi)容。螺旋槳最佳環(huán)量的計(jì)算方法是伴隨著升力線理論的發(fā)展而提出的。早期，Betz發(fā)展螺旋槳升力線理論時(shí)，根據(jù)在效率較高處增加環(huán)量，在效率較低處減小環(huán)量的思想，Betz得出了敞水條件下最佳環(huán)量分布條件。Lerbs[1]首次提出了求解最佳環(huán)量分布的變分法，建立了優(yōu)化方程式，限于當(dāng)時(shí)的計(jì)算條件，未能在計(jì)算
艦船科學(xué)技術(shù) 2019年3期2019-03-30
- 大型飛機(jī)平尾翼尖渦對后體渦系影響的實(shí)驗(yàn)研究
翼尖渦渦心位置與環(huán)量的變化曲線(v=25m/s)環(huán)量是表征渦旋強(qiáng)度的重要物理量，定義為渦量在指定區(qū)域內(nèi)的面積分Γ=?SωXdYdZ(6)對于積分區(qū)域(即渦邊界)的確定，利用Q準(zhǔn)則[19]，對每個(gè)渦取Q>5000的區(qū)域進(jìn)行積分。對于前文中渦核中心的計(jì)算，也采用相同的區(qū)域?？紤]到后體渦系結(jié)構(gòu)的對稱性，取對稱渦的環(huán)量的絕對值，并對其進(jìn)行無量綱化，即(7)式中，v為來流速度。圖6(c)為APV與HTV無量綱環(huán)量沿X方向的變化曲線。對于單獨(dú)后體，APV環(huán)量沿流向逐漸
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2018年4期2018-11-15
- 非線性環(huán)量分布對泵誘導(dǎo)輪性能的影響
。本文按照非線性環(huán)量分布，在已有模型泵的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)與之匹配的新型誘導(dǎo)輪，通過數(shù)值模擬的方法探究非線性環(huán)量分布對誘導(dǎo)輪性能的影響。1 誘導(dǎo)輪設(shè)計(jì)文獻(xiàn)[13,14]中誘導(dǎo)輪的設(shè)計(jì)方法，類似于流線法設(shè)計(jì)軸流泵葉片，設(shè)計(jì)步驟如下：根據(jù)已知條件，確定基本性能參數(shù)；計(jì)算確定幾何結(jié)構(gòu)尺寸；確定誘導(dǎo)輪葉片輪緣進(jìn)出口安放角；給定輪緣型線變化規(guī)律，設(shè)計(jì)輪緣型線；給定出口流型，計(jì)算輪轂型線。本文在上述設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)上，通過采用非線性環(huán)量分布的出口流型，設(shè)計(jì)了與原型泵匹配的誘導(dǎo)
中國農(nóng)村水利水電 2018年9期2018-10-12
- 基于激光雷達(dá)回波的動(dòng)態(tài)尾渦特征參數(shù)計(jì)算
模型1.1 尾渦環(huán)量模型飛機(jī)尾渦的強(qiáng)度一般用渦旋環(huán)量Γ來表示。在理想無黏氣體中，流場內(nèi)的環(huán)量處處相等且保持不變。但通常情況下，在渦旋中心處受到空氣黏性影響較大，其環(huán)量為零，而且渦旋環(huán)量隨著時(shí)間的變化也會(huì)逐漸減小。同時(shí)，由于相互之間的誘導(dǎo)作用和重力因素，渦旋形成之后會(huì)一邊旋轉(zhuǎn)擴(kuò)散一邊下降。在尾渦剛剛形成還沒有擴(kuò)散衰減時(shí)，初始環(huán)量Γ0取決于飛機(jī)的質(zhì)量、速度、翼展等參量[15]：(1)1.2 尾渦速度模型尾渦旋轉(zhuǎn)速度直接關(guān)系著尾渦的形狀、大小和演化進(jìn)程。尾渦速度
武漢科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年5期2018-10-08
- 高魯棒性的螺旋槳片條理論非線性修正方法
多的流場信息，如環(huán)量分布及誘導(dǎo)速度場，在這方面基于片條理論的研究也有所欠缺。在極端工況下，如靜止及高前進(jìn)比狀態(tài)，實(shí)踐證明片條理論的計(jì)算穩(wěn)定性和環(huán)量預(yù)測精度都將下降，這是由于理論公式中存在著解的不確定性問題。因此，需要對片條理論計(jì)算穩(wěn)定性和環(huán)量分布的特性進(jìn)行更加深入的研究。另一方面，在片條理論中，葉素的氣動(dòng)特性將直接影響所得螺旋槳的氣動(dòng)特性，螺旋槳的非線性特性主要由葉素的非線性體現(xiàn)，因此在計(jì)算時(shí)需要考慮葉素的大跨度、多重非線性的因素。例如，當(dāng)在懸停狀態(tài)時(shí)，螺
航空學(xué)報(bào) 2018年8期2018-08-29
- 內(nèi)吹式襟翼環(huán)量控制翼型升力響應(yīng)特性
翼來控制升力,而環(huán)量控制翼型可以使用射流通過控制射流分離點(diǎn)來控制升力。對于上述這兩種情況，升力都是由于前緣和后緣駐點(diǎn)位置變化，改變了翼型的環(huán)量引起的[1]?？露鬟_(dá)效應(yīng)就是流體的附壁效應(yīng)，即流體有沿著物面切線方向運(yùn)動(dòng)的能力。柯恩達(dá)在20世紀(jì)30年代首次對該現(xiàn)象提出了物理解釋，只要施加足夠的徑向壓力梯度來克服流體的離心力，流體就會(huì)附著，流動(dòng)保持平衡[2]?？露鬟_(dá)效應(yīng)有很多潛在的應(yīng)用：減阻、分離控制、推力偏轉(zhuǎn)、降噪和繞翼型的環(huán)量控制等[3-6]。這些應(yīng)用可以顯著
航空學(xué)報(bào) 2018年7期2018-07-31
- 離心風(fēng)機(jī)葉片三維反問題優(yōu)化設(shè)計(jì)
。也分析了不同的環(huán)量以及一系列的指標(biāo)參數(shù)間，交互過程中出現(xiàn)的對葉輪最終成效的影響，時(shí)輪的最終效率有較大影響，輪像地方的環(huán)量分布的形式對時(shí)輪效率影響則是非常重大的。關(guān)鍵詞：離心風(fēng)機(jī)反問題CFD優(yōu)化設(shè)計(jì)1.前言：把葉輪效率當(dāng)做最后結(jié)果的最終優(yōu)化目標(biāo)，以環(huán)量分布的分析參數(shù)當(dāng)做優(yōu)化設(shè)計(jì)中的能動(dòng)變量，控制相對參數(shù)，各種指標(biāo)參數(shù)間交互過程中出現(xiàn)的對葉輪最終成效的影響，輪像地方的環(huán)量分布的形式對時(shí)輪效率影響則是非常重大的，時(shí)輪的最終效率有較大影響。本文以三維反問題設(shè)計(jì)方
科學(xué)與技術(shù) 2018年16期2018-05-16
- 側(cè)風(fēng)條件下短艙進(jìn)氣道地面渦數(shù)值模擬
需要計(jì)算地面渦的環(huán)量Γ，定義式為式中：V→為沿著閉合曲線的速度矢量，根據(jù)Stokes公式可得處理數(shù)據(jù)需要對環(huán)量進(jìn)行無量綱化，無量綱環(huán)量Γ*表達(dá)式為式中：Dl為進(jìn)氣道中徑；Vi為進(jìn)氣道出口截面平均速度。若同時(shí)存在正、負(fù)環(huán)量的地面渦（1對轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的地面渦），總環(huán)量的計(jì)算方法為因?yàn)榈孛鏋闊o滑移邊界，因此渦量為0，對渦量進(jìn)行分析需要?jiǎng)?chuàng)建1個(gè)包含渦量數(shù)據(jù)的平面。根據(jù)Murphy[5]的結(jié)論，該截面距離地面的高度h滿足關(guān)系式式中：Dl為進(jìn)氣道中徑，該面即為文獻(xiàn)[5
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2017年6期2017-06-21
- 無尾槳直升機(jī)航向操縱系統(tǒng)參數(shù)影響分析
其中的一個(gè)部件-環(huán)量控制尾梁，分析時(shí)無法考慮部件間的相互影響規(guī)律與整體特性。建立了包括旋翼和航向操縱系統(tǒng)的三維CFD計(jì)算模型，在驗(yàn)證模型正確性后，對其參數(shù)影響進(jìn)行了計(jì)算與分析。突破傳統(tǒng)二維建模只分析尾梁截面特性只關(guān)注動(dòng)量系數(shù)的方法，基于三維建模優(yōu)勢，考慮部件間的綜合影響。開展了尾梁長度、噴氣舵噴口面積、風(fēng)扇增壓與狹縫形狀等參數(shù)對機(jī)身航向穩(wěn)定性的影響分析，得到了一些參數(shù)影響規(guī)律，為后續(xù)設(shè)計(jì)和研究提供了依據(jù)和參考。無尾槳直升機(jī)；航向操縱系統(tǒng)；環(huán)量控制；CFD；
直升機(jī)技術(shù) 2017年1期2017-04-10
- 基于魚體結(jié)構(gòu)的仿生型液力變矩器葉片環(huán)量分配規(guī)律
型液力變矩器葉片環(huán)量分配規(guī)律劉春寶1，2，劉長鎖1，馬文星1，楊化龍1(1.吉林大學(xué) 機(jī)械科學(xué)與工程學(xué)院，吉林，長春 130022；2.吉林大學(xué) 工程仿生教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，吉林，長春 130022)提出了一種基于魚體結(jié)構(gòu)的液力變矩器葉片環(huán)量分配規(guī)律.該方法利用逆向工程方法提取了魚類體型的元素，提出了液力變矩器各葉輪葉片的仿生多項(xiàng)式環(huán)量分配方案，設(shè)計(jì)出了類魚體的仿生葉片.通過采用Smagorinsky亞格子應(yīng)力模型的分離渦模擬，分別對仿生葉片和原始葉片的流道
北京理工大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年9期2016-11-24
- 旋度概念的從頭構(gòu)建法
003)矢量場；環(huán)量面密度；旋度在矢量分析和場論中，旋度理論是建立在斯托克斯公式基礎(chǔ)之上的，旋度概念的建立頗費(fèi)周折[1].另外，旋度的確切含義也往往闡述得不清楚[2].更由于采用了不良的符號系統(tǒng)，導(dǎo)致公式不容易記憶，與物理學(xué)的銜接較差，導(dǎo)致電動(dòng)力學(xué)、電磁場理論這些課里還須重講旋度理論，造成了精力浪費(fèi).本文將通過新的途徑，從根基上講清楚旋度概念的由來和確切含義.并且指出計(jì)算矢量場沿?zé)o窮短線段的線積分時(shí)人們常犯的錯(cuò)誤.1 矢量場沿?zé)o窮小平面回路的線積分矢量場f
大學(xué)物理 2016年3期2016-10-15
- 速度環(huán)量對大型軸流泵站水力性能的影響
鵬，吳遠(yuǎn)為?速度環(huán)量對大型軸流泵站水力性能的影響燕浩，劉梅清，趙文勝，林鵬，吳遠(yuǎn)為(武漢大學(xué)動(dòng)力與機(jī)械學(xué)院，湖北武漢，430072)為了研究大型軸流泵裝置內(nèi)部由空化引起的有旋流動(dòng)對機(jī)組水力性能的影響，基于SST(shear?stress transport)?湍流模型，應(yīng)用Rayleigh?Plesset模型對泵站內(nèi)部空化進(jìn)行描述，并用速度環(huán)量分別對非空化和空化2種狀態(tài)的有旋流動(dòng)進(jìn)行計(jì)算，結(jié)合模型泵試驗(yàn)研究等方法對泵內(nèi)有旋流動(dòng)進(jìn)行分析。比較2種工作狀態(tài)下流
- 無尾槳直升機(jī)發(fā)展綜述
用的關(guān)鍵技術(shù)，即環(huán)量控制技術(shù)，并對其發(fā)展與國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了歸納與總結(jié)。無尾槳直升機(jī)的發(fā)展無尾槳直升機(jī)NOTAR（NO Tail Rotor）是直升機(jī)技術(shù)的新發(fā)展，是直升機(jī)反扭矩系統(tǒng)的新概念。取消了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)的尾槳，利用獨(dú)特的航向操縱系統(tǒng)——環(huán)量控制尾梁和尾部噴氣舵，來提供平衡旋翼的扭矩和控制直升機(jī)航向所需的側(cè)向力。進(jìn)而預(yù)防了由于尾槳引發(fā)的飛行事故，并減小直升機(jī)噪聲。由于其結(jié)構(gòu)簡單、安全性高、維護(hù)性好、振動(dòng)和噪聲小，因此受到了直升機(jī)研發(fā)人員和用戶的普
中國科技信息 2016年13期2016-08-01
- 環(huán)量控制技術(shù)研究
100083特約環(huán)量控制技術(shù)研究朱自強(qiáng)*， 吳宗成 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083未來軍/民運(yùn)輸機(jī)的高性能要求促使近年來環(huán)量控制技術(shù)正成為研究的新熱點(diǎn)。本文簡單介紹了環(huán)量控制研究的進(jìn)展；深入討論了包括二維環(huán)量控制翼型標(biāo)模和CCA/OTW (Circulation Control Airfoil/Over the Wing)實(shí)驗(yàn)、半模型子系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)和三維翼身融合體全機(jī)實(shí)驗(yàn)等可供CFD驗(yàn)證用的NASA實(shí)驗(yàn)研究。 在2個(gè)尺寸相近的風(fēng)洞中
航空學(xué)報(bào) 2016年2期2016-02-24
- 軸流通風(fēng)機(jī)等環(huán)量分布值的求定
公司軸流通風(fēng)機(jī)等環(huán)量分布值的求定吳秉禮/長春花園機(jī)械有限公司賀威楊明/沈陽鼓風(fēng)機(jī)集團(tuán)股份有限公司推導(dǎo)建立了軸流通風(fēng)機(jī)等環(huán)量分布值的計(jì)算關(guān)系式，討論了諸因素對環(huán)量值的影響；同時(shí)給出了壓力系數(shù)與輪轂比的近似關(guān)系式。軸流通風(fēng)機(jī)；等環(huán)量值；計(jì)算與討論0 引言軸流通風(fēng)機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)是在給定流量、壓力的條件下，確定葉輪直徑、輪轂比和工作轉(zhuǎn)速的最佳匹配；選定翼型及其升力系數(shù)沿徑向分布；通過一定的理論計(jì)算方法，設(shè)計(jì)計(jì)算出動(dòng)、靜葉片的葉型，即葉片寬度、厚度、扭曲角度沿徑向的
風(fēng)機(jī)技術(shù) 2015年4期2015-05-02
- 直升機(jī)環(huán)量控制尾梁截面形狀分析
0016）直升機(jī)環(huán)量控制尾梁截面形狀分析李家春＊，楊衛(wèi)東（南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）基于二維可實(shí)現(xiàn)k-Epsilon湍流模型模擬計(jì)算了直升機(jī)環(huán)量控制尾梁上的升力，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果之間顯示出了可接受的吻合度。利用已驗(yàn)證的數(shù)值計(jì)算方法和網(wǎng)格劃分方法，分別計(jì)算了三組不同截面形狀的環(huán)量控制尾梁在不同幾何參數(shù)（噴射角、縫位角、基準(zhǔn)直徑和狹縫數(shù)量）或試驗(yàn)條件（噴射氣流速度、下洗流速度）下的升力。結(jié)果
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年2期2015-03-28
- 適用于Kappel槳的面元法尾渦模型
導(dǎo)致了槳葉的徑向環(huán)量分布發(fā)生變化，從而形成尾渦面。面元法計(jì)算中的尾渦模型即是基于這樣的實(shí)際給出的。對于Kappel槳，幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示。圖中的Kappel槳選取了臺(tái)灣海洋大學(xué)的Kap5XX 系列槳［1－3］。由圖1 可以看出，Kappel槳在葉梢端彎曲比較劇烈，從幾何參數(shù)上表述即是Kappel槳葉梢端剖面的縱傾沿徑向變化比較明顯，具體情況如圖2所示。普通螺旋槳的縱傾線(葉片參考線在圖2 平面內(nèi)的投影)一般如圖2 中OAC 段所示，即在AC 段縱傾不劇烈，
艦船科學(xué)技術(shù) 2014年10期2014-12-07
- 螺旋槳環(huán)流理論(升力線理論)設(shè)計(jì)
每片槳葉的無量綱環(huán)量分布，有1.2 精確法在精確法中，考慮由Z 個(gè)等距的空間螺旋線所誘導(dǎo)的速度分量。這些螺旋渦線是從螺旋槳葉片發(fā)出的螺旋渦片元體。因此由渦片所誘導(dǎo)的速度分量可以由從渦線的各個(gè)單元分量的積分而得，同時(shí)在一根渦線也能以誘導(dǎo)因子來表達(dá)。對于切向和軸向誘導(dǎo)速度，有式中:Ut為切向誘導(dǎo)速度;Ua為軸向誘導(dǎo)速度;VA為螺旋槳進(jìn)速;xh為轂徑比;和可以通過積分運(yùn)算得出。定義一個(gè)位移速度U*，它反映了螺旋槳進(jìn)角β與水動(dòng)螺距角βi之間的如下關(guān)系:在均勻水流中
艦船科學(xué)技術(shù) 2014年9期2014-12-05
- 環(huán)流理論與泵理論相結(jié)合的導(dǎo)管槳設(shè)計(jì)優(yōu)化
論變分法求解最佳環(huán)量、泵升力法設(shè)計(jì)槳葉剖面、面元法預(yù)報(bào)導(dǎo)管槳性能和流場，通過迭代的方式獲得推進(jìn)性能收斂的導(dǎo)管槳。應(yīng)用該方法對某案例進(jìn)行了導(dǎo)管槳設(shè)計(jì)，并采用CFD方法對設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果表明：該方法設(shè)計(jì)的導(dǎo)管槳能夠滿足設(shè)計(jì)要求；與其他方法設(shè)計(jì)結(jié)果對比表明，采用該方法設(shè)計(jì)的導(dǎo)管槳推進(jìn)性能和空泡性能更好。導(dǎo)管槳優(yōu)化設(shè)計(jì)；環(huán)流理論；泵理論；升力線理論；升力法；面元法；CFD方法；空泡導(dǎo)管螺旋槳的導(dǎo)管可以保護(hù)螺旋槳，并能使航向穩(wěn)定性得到顯著改善，而且采用加速導(dǎo)
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年11期2014-06-15
- Three－dimensional flow field structure of ship propeller analysis bymeans of 2D－LDV
n圖7 附著渦總環(huán)量3 ConclusionThis paper analyzes the three－dimensional flow field informationof propeller wake under uniform flow.Experiment results show the macroscopic flow field trends and microcosmic dynamic information.The following
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2014年5期2014-04-07
- 反射激波作用下重氣柱界面演化的PIV研究
術(shù)得到了速度場和環(huán)量，并將環(huán)量與Kelvin[19]速度環(huán)量模型得到的環(huán)量進(jìn)行了比較。在將PIV方法應(yīng)用于RM不穩(wěn)定性的實(shí)驗(yàn)研究中時(shí)，由于流場速度較快，多采用雙曝光技術(shù)獲得某個(gè)時(shí)刻的速度場，整個(gè)流場的定量信息需要通過多次實(shí)驗(yàn)才能獲得，這對實(shí)驗(yàn)的重復(fù)性提出了較高的要求[17]。本文采用連續(xù)激光器結(jié)合高速攝影的方法實(shí)驗(yàn)研究在反射激波作用下SF6重氣柱界面的發(fā)展演化，并采用PIV后處理的方法獲得流場連續(xù)的速度場和環(huán)量。1 實(shí)驗(yàn)方法圖1 (上)是實(shí)驗(yàn)所用的方形激波
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年5期2014-03-30
- 雙翼尖渦Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)研究
次渦的運(yùn)動(dòng)特性、環(huán)量-時(shí)間特性，進(jìn)行殘余環(huán)量比例分析以說明雙翼尖渦Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性削弱翼尖渦強(qiáng)度之快速有效性［2-3］。1 飛機(jī)翼尖渦消散機(jī)制1.1 翼尖渦安全性危害分析飛機(jī)翼尖渦形成之后具有很強(qiáng)的能量，短時(shí)間內(nèi)不會(huì)消散，這對看不見的旋渦將會(huì)在一段時(shí)間內(nèi)給后面的飛機(jī)帶來安全隱患［4］。在兩個(gè)旋渦的相互作用下，機(jī)身后形成了具有向上速度的區(qū)域(上洗區(qū))和具有向下速度的區(qū)域(下洗區(qū))，這樣的速度分布使得后機(jī)在進(jìn)入前機(jī)尾流場時(shí)，會(huì)產(chǎn)生不同程
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2013年2期2013-09-21
- 某 1000MW 汽輪機(jī)高壓缸典型級流型初步分析
律，與常規(guī)流型等環(huán)量設(shè)計(jì)規(guī)律接近，初步可與等環(huán)量設(shè)計(jì)規(guī)律進(jìn)行比較。按等環(huán)量規(guī)律設(shè)計(jì)的靜動(dòng)葉片，在級后軸向排汽條件下，出口汽流角與半徑的變化關(guān)系滿足：對于靜葉片： tan（α1）/r=constant=M對于動(dòng)葉片： tan（β2）·r=constant=N圖1表明該典型級靜動(dòng)葉片出口幾何角對應(yīng)的M、N值沿相對葉高分布基本不變。初步分析時(shí)忽略汽流角與幾何角間差異，推測該典型級基本滿足等環(huán)量設(shè)計(jì)規(guī)律。圖1 M和N值沿葉高分布規(guī)律3 三維數(shù)值計(jì)算結(jié)果3.1 計(jì)算
東方汽輪機(jī) 2013年1期2013-06-01
- 基于減容增效的超低比轉(zhuǎn)速軸流式葉片水力設(shè)計(jì)
“ ′”)時(shí)出口環(huán)量為零的圓柱面上翼型進(jìn)出口速度三角形示意圖，圖中還標(biāo)出流量過小不能發(fā)電工況點(diǎn)(簡稱Ⅱ工況點(diǎn)，其參數(shù)帶角標(biāo)“″”)在同一圓柱面上翼型進(jìn)出口速度三角形。進(jìn)口絕對速度的大小決定于水頭H且恒定，故進(jìn)口絕對流速v″1=v′1(下標(biāo)“1”表示進(jìn)口參數(shù))，其方向決定于導(dǎo)葉開度α，小流量下導(dǎo)葉開度減小，故α″1由圖1b可知，圓周方向分流速v″u2過大，則出口環(huán)量?！?也過大；因Δ?！?Γ″1-?！?過小，則由水輪機(jī)基本方程式[4]可知，在H″和角速度ω″
中國機(jī)械工程 2012年3期2012-11-30
- 矢量場環(huán)量強(qiáng)度方向特性的一種證明過程
順序?yàn)?矢量場的環(huán)量(閉合曲線積分)—環(huán)量強(qiáng)度(或環(huán)量面密度)—環(huán)量強(qiáng)度的方向特性—旋度—斯托克斯定理。其中，比較關(guān)鍵的就是環(huán)量強(qiáng)度的方向特性:環(huán)量強(qiáng)度可以表示成某一待定矢量(即后來的旋度)與環(huán)路法向單位矢量的點(diǎn)積。環(huán)量強(qiáng)度與旋度的關(guān)系類似于方向?qū)?shù)與梯度的關(guān)系。在環(huán)量強(qiáng)度的方向特性上，《電磁場》教材上主要有兩種論述方式:①直接陳述，不加以證明;②以斯托克斯定理為基礎(chǔ)。具體來說，方式①并沒有證明方向特性，而是以方向特性為已知來引出旋度并求解旋度的表達(dá)式:在
電氣電子教學(xué)學(xué)報(bào) 2012年6期2012-06-27
- 考慮側(cè)斜及縱傾情況下的船舶螺旋槳最佳環(huán)量分布計(jì)算
船舶螺旋槳的徑向環(huán)量分布直接決定了螺旋槳的載荷分布及效率，因此，如何計(jì)算螺旋槳最佳環(huán)量分布是船舶螺旋槳理論設(shè)計(jì)及性能預(yù)報(bào)中重要的一步.Betz［1］早在1919年就以升力線理論為基礎(chǔ)導(dǎo)出了均勻流中螺旋槳最佳環(huán)量分布的條件，Lerbs［2］也提出了一種計(jì)算最佳環(huán)量分布的方法，并將其應(yīng)用于非均勻流中的螺旋槳.他們都用了Betz條件，但其方法只對于均勻流的情況是完全正確的.初始的升力線理論沒有考慮螺旋槳的側(cè)斜分布與縱傾分布，而且Lerbs提出的誘導(dǎo)因子法并沒有考
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年2期2012-06-23
- CFD技術(shù)在無環(huán)量圓柱繞流多媒體教學(xué)中的應(yīng)用研究
0CFD技術(shù)在無環(huán)量圓柱繞流多媒體教學(xué)中的應(yīng)用研究李國威 董金玲遼寧工程技術(shù)大學(xué) 遼寧阜新 123000CFD技術(shù)是當(dāng)前高等院校多媒體教學(xué)的熱門手段和方法，特別是在如流體力學(xué)這樣概念抽象，理論性強(qiáng)，與實(shí)際流動(dòng)現(xiàn)象結(jié)合緊密的課程中顯得尤為突出。文章應(yīng)用Gambit，F(xiàn)luent和Tecplot等相關(guān)軟件，對無環(huán)量圓柱繞流的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行數(shù)值模擬與分析。目的在于驗(yàn)證無環(huán)量圓柱繞流數(shù)學(xué)、物理理論的正確性，觀察流動(dòng)現(xiàn)象，分析產(chǎn)生各種現(xiàn)象的原因。通過研究表明，以直觀演
中國現(xiàn)代教育裝備 2011年7期2011-11-08
- 環(huán)量控制尾梁參數(shù)對直升機(jī)尾梁側(cè)向推力的影響
槳設(shè)計(jì)概念，利用環(huán)量控制尾梁提供旋翼反扭矩所需的力，從而取消尾槳，從根本上解決尾槳給直升機(jī)帶來的各種問題。其結(jié)構(gòu)簡單，安全性好，改善了可靠性和維護(hù)性，減少了直升機(jī)的振動(dòng)和噪聲，使乘坐舒適性得到改善。環(huán)量控制由邊界層控制發(fā)展而來，指的是后緣為圓弧形的翼型后部上表面開縫，從縫中噴出氣流，挾帶著上面的氣流繞后緣流動(dòng)，直到后緣附近某點(diǎn)分離，這樣在該翼型上形成環(huán)量，產(chǎn)生升力。普通翼型的上表面氣流不可能繞過尖削后緣，而是在后緣分離。環(huán)量控制翼型后緣為圓弧形，圓柱［1-
直升機(jī)技術(shù) 2011年4期2011-09-15
- “電磁場”課程的散度和旋度研究型教學(xué)例析
量引出散度，再由環(huán)量引出旋度。這種方法建立的模型易于表述，有關(guān)通量、散度的內(nèi)容較易理解；但是，對于環(huán)量和旋度，同樣的教學(xué)方法卻具有一定的局限性。這是因?yàn)樽鳛楹暧^量的環(huán)量本身就比較抽象，進(jìn)一步描述微觀的旋度作為有方向的矢量就更不易被學(xué)生接受。學(xué)生往往不理解為什么旋度有方向，對其方向代表的物理意義理解起來更加模糊。筆者依據(jù)研究型教育理論，重新設(shè)計(jì)了關(guān)于散度和旋度的研究型教學(xué)模式。本文介紹了這種教學(xué)模式主要環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)，包括如何引出散度和旋度、如何闡述其物理意義、
電氣電子教學(xué)學(xué)報(bào) 2011年3期2011-03-21
- 基于Visual Basic 6.0的螺旋槳設(shè)計(jì)及性能預(yù)報(bào)軟件
，以及升長系數(shù)和環(huán)量計(jì)算方面有所不同，其他設(shè)計(jì)方法基本一致［9］。本文依據(jù)上述理論和方法進(jìn)行了螺旋槳設(shè)計(jì)，并在此過程中將兩種方法求得的周向和軸向誘導(dǎo)速度、環(huán)量分布和升長系數(shù)進(jìn)行了對比。3.4.1 近似法引入假定：螺旋槳尾流不收縮、忽略徑向誘導(dǎo)速度、總的誘導(dǎo)速度與入流速度垂直等，按照上述假定，軸向和切向誘導(dǎo)速度之間有簡單的三角關(guān)系表達(dá)式，且與哥爾斯坦函數(shù)k相關(guān)，Kramer曲線用來作為螺旋槳效率的第一次近似，以便于初步估算螺旋槳的水動(dòng)螺距角。推力系數(shù)：將推力
中國艦船研究 2011年2期2011-03-05