掺混孔参数影响燃烧室出口温度场的计算方法 被引量：9

1

作者 张征 杨阳 +2 位作者 樊未军 杨茂林 顾国彪 《燃烧科学与技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期502-506,共5页

合理的温度场分布是燃烧室设计的主要问题之一.在气动计算基础上,借鉴有关流动和射流穿透经验关系,依据发动机工况及试车测试数据,针对某型发动机燃烧室,进行了通过改变掺混孔孔径调整出口温度场分布的计算方法研究.利用气动函数结合流... 合理的温度场分布是燃烧室设计的主要问题之一.在气动计算基础上,借鉴有关流动和射流穿透经验关系,依据发动机工况及试车测试数据,针对某型发动机燃烧室,进行了通过改变掺混孔孔径调整出口温度场分布的计算方法研究.利用气动函数结合流阻法进行流动参数计算,采用气动方法计算射流穿透深度和掺混温度,得出相应掺混孔改变量与掺混气变化量及相应燃烧室出口截面处的温度变化量.提出一种比拟法,预估改变掺混孔孔径后燃烧室出口温度的变化情况,并给出根据出口温度要求预估燃烧室需要调整的掺混孔位置及尺寸,为实验调试提供计算依据. 展开更多

关键词 燃烧室 气动计算 射流掺混 出口温度 比拟法

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高效烟气轮机设计的探讨 被引量：5

2

作者 丁勤 冀江 《石油化工设备技术》 CAS 2009年第2期1-5,共5页

文章以在保证足够的安全裕度前提下,提高整机的效率,作为高效烟气轮机气动设计原则,分别探讨了高效烟气轮机的气动分析方法和气动分析特点,以及成功的应用实例。着重探讨了气动设计中减小能量损失、提高设计可靠性和变工况适应性的措施... 文章以在保证足够的安全裕度前提下,提高整机的效率,作为高效烟气轮机气动设计原则,分别探讨了高效烟气轮机的气动分析方法和气动分析特点,以及成功的应用实例。着重探讨了气动设计中减小能量损失、提高设计可靠性和变工况适应性的措施和手段。是对近期烟气轮机高效气动设计的一个阶段性总结。 展开更多

关键词 YL型烟气轮机 高效 气动计算 流场分析 能量损失 磨损

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风扇磨煤机制粉系统抽炉烟防爆改造研究 被引量：3

3

作者 张锋 晋中华 +2 位作者 赵卫东 杨培军 严俊山 《热力发电》 CAS CSCD 北大核心 2022年第2期183-191,共9页

由于煤质变化某电厂风扇磨煤机制粉系统出于运行安全性的需要,拟进行抽低温炉烟改造。提出了5种改造方案,通过制粉系统热力计算、锅炉效率测试、锅炉热力计算、制粉系统空气动力计算等方法对各方案进行分析比较。结果表明:采用方案2高... 由于煤质变化某电厂风扇磨煤机制粉系统出于运行安全性的需要,拟进行抽低温炉烟改造。提出了5种改造方案,通过制粉系统热力计算、锅炉效率测试、锅炉热力计算、制粉系统空气动力计算等方法对各方案进行分析比较。结果表明:采用方案2高温炉烟、低温炉烟和热风三介质干燥系统改造后,磨煤机分离器出口氧量可控制在9%以内,但锅炉排烟温度会比改造前升高28℃左右,影响锅炉运行的经济性;采用方案4抽取中温炉烟,磨煤机分离器出口氧量也可以控制12%以内,排烟温度升高幅度在10℃左右,但调温效果不佳且会造成炉烟输送管道积灰和堵灰;方案5相对于方案4由于增加了炉烟风机,可以有效避免采用方案4可能发生的炉烟管道积灰堵灰问题,同时增加了运行的可靠性和灵活性。对比分析后最终推荐方案5作为改造方案。 展开更多

关键词 风扇磨煤机 抽炉烟防爆 制粉系统改造 热力计算 空气动力计算 锅炉测试

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基于CFD的高超声速飞行器模型建立及面向控制建模研究

4

作者 曾凡琳 向秋林 李舒情 《天津职业技术师范大学学报》 2023年第4期8-16,共9页

针对高超声速飞行器带有非线性、强耦合等特性的复杂模型分析问题,采用计算流体动力学(computationalfluiddynamics,CFD)方法,在构建机身三维结构的基础上,设置计算流域、计算网格、计算模型,得到不同飞行状态下的关键气动力数据,并结... 针对高超声速飞行器带有非线性、强耦合等特性的复杂模型分析问题,采用计算流体动力学(computationalfluiddynamics,CFD)方法,在构建机身三维结构的基础上,设置计算流域、计算网格、计算模型,得到不同飞行状态下的关键气动力数据,并结合数据拟合技术,获得了多项式形式的气动力数学模型。考虑包含过多交叉耦合项和高阶项的模型形式过于复杂给控制器设计带来难题的问题,采用基于蒙特卡洛仿真的敏感性分析方法,从影响模型使用的风险因素入手,将模型中的拟合参数视为简化模型中的风险因素,结合模型状态输出建立安全性评价指标,利用敏感性参数分析技术给出面向控制建模分析的数学模型。结果表明:基于敏感性分析定量指标获得了简化后易于控制器设计的面向控制高超声速飞行器的数学模型。 展开更多

关键词 高超声速飞行器数学模型 计算流体动力学 敏感性分析 气动力计算 风险因素 面向控制建模

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基于面元-黏性涡粒子混合法的风力机风轮气动计算 被引量：3

5

作者 胡昊 宋小勇 +1 位作者 顾波 宋显成 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期1432-1439,共8页

为了快速准确地预估大型风力机风轮的气动性能,建立了一种基于面元-黏性涡粒子混合(HPVP)法的风力机风轮气动性能计算方法,自主编制了相应的计算程序.以model experiments in controlled conditions(MEXICO)风轮为算例,将计算结果与实... 为了快速准确地预估大型风力机风轮的气动性能,建立了一种基于面元-黏性涡粒子混合(HPVP)法的风力机风轮气动性能计算方法,自主编制了相应的计算程序.以model experiments in controlled conditions(MEXICO)风轮为算例,将计算结果与实验数据、CFD方法进行了比较.结果表明:HPVP法可准确计算主要工作区的叶片压力分布.相比于CFD方法,在流动分离较小时,HPVP法可以快速获得与CFD方法精度相当的结果,但计算时间仅需要CFD方法的千分之一.除能够给出叶片压力分布外,HPVP法还能给出风力机风轮流场的其他流动细节. 展开更多

关键词 风力机风轮 气动计算 面元法 涡粒子 面元-黏性涡粒子混合法

原文传递

翼尖帆片的优化设计 被引量：3

6

作者 郑本武 陈明岩 齐孟卜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1995年第1期105-109,共5页

本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力... 本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力和阻力系数，其结果与风洞试验值基本一致。计算和风洞试验结果表明，翼尖帆片对减少机翼的诱导阻力具有明显效果，本文的方法可供翼尖帆片初步设计应用。 展开更多

关键词 机翼 翼尖帆片 气动计算 优化设计 增开装置

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基于CFD的风雨环境翼伞动力学建模 被引量：3

7

作者 孙青林 梁炜 +3 位作者 陶金 罗淑贞 陈增强 贺应平 《中南大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期2053-2062,共10页

为研究风雨对翼伞飞行性能的影响,引入风雨环境翼伞动力学模型,在气动方程中加入雨膜、风荷载、雨荷载等影响因素。利用CFD技术模拟风雨环境:通过网格速度模拟风场,多相流模拟降雨,动网格模拟翼伞姿态变化,并求解时均Navier-Stokes(RANS... 为研究风雨对翼伞飞行性能的影响,引入风雨环境翼伞动力学模型,在气动方程中加入雨膜、风荷载、雨荷载等影响因素。利用CFD技术模拟风雨环境:通过网格速度模拟风场,多相流模拟降雨,动网格模拟翼伞姿态变化,并求解时均Navier-Stokes(RANS)方程,对气动方程进行补充与验证,从而完成风雨环境的翼伞动力学建模工作。研究结果表明:CFD模拟结果与NASA经典风洞试验结果接近,验证了翼伞气动方程的合理性;所建模型能够较好描述翼伞在风雨环境下的飞行性能,为复杂环境下翼伞建模提供了新思路。 展开更多

关键词 翼伞 动力学模型 风雨环境 数值模拟 气动计算

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带有横向喷流的导弹气动计算方法研究 被引量：1

8

作者 胡全成 《战术导弹技术》 1995年第2期10-17,共8页

用动量定理和激波论分析方法,推导出了横向喷入超音速主气流之内的等效体数学模型的弓形激波方程。给出了计算横向喷流气动干扰力的数学方法。该方法是一种近似理论方法,其结果与风洞试验数据很接近。给出的等效模型和弓形激波方程,对... 用动量定理和激波论分析方法,推导出了横向喷入超音速主气流之内的等效体数学模型的弓形激波方程。给出了计算横向喷流气动干扰力的数学方法。该方法是一种近似理论方法,其结果与风洞试验数据很接近。给出的等效模型和弓形激波方程,对带有横向喷流的风洞试验设计是有益的。 展开更多

关键词 横向喷流 气动力计算 导弹 扰动 面对面导弹

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多段翼型优化设计计算 被引量：2

9

作者 陆志良 任继业 陶棣 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第8期B357-B361,共5页

目标函数计算失真和选择合适的间接目标函数以减少机时是多段翼型优化计算要解决的关键问题。通过大量分析计算,对上述问题提出了下述解决办法:限制汇流强度使翼段间缝隙不过分狭窄,以解决目标函数计算失真问题。前缘缝翼优化时,用主翼... 目标函数计算失真和选择合适的间接目标函数以减少机时是多段翼型优化计算要解决的关键问题。通过大量分析计算,对上述问题提出了下述解决办法:限制汇流强度使翼段间缝隙不过分狭窄,以解决目标函数计算失真问题。前缘缝翼优化时,用主翼面上的分离点位置作为间接目标函数;对后缘襟翼则分别以翼型升力值和分离点位置作为间接目标函数,进行优化计算。在间接目标函数优化的基础上再用最大升力系数为目标函数作少量验算即可获得可信的优化结果。实践证明这样可节省大量机时。 展开更多

关键词 翼型 失速 气动力 计算

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火箭协同优化中的气动代理模型研究 被引量：2

10

作者 沈丹 彭博 +2 位作者 李舟阳 宫宇昆 李平岐 《宇航总体技术》 2020年第5期44-50,共7页

随着运载火箭研发模式转变,快速迭代和协同优化设计成为主要发展方向,这就要求作为小回路论证中重要一环的气动特性计算能够实现在线输出数据,亟需研究一种快速计算气动特性的代理模型,代替耗时的CFD计算和风洞试验参与到总体优化设计... 随着运载火箭研发模式转变,快速迭代和协同优化设计成为主要发展方向,这就要求作为小回路论证中重要一环的气动特性计算能够实现在线输出数据,亟需研究一种快速计算气动特性的代理模型,代替耗时的CFD计算和风洞试验参与到总体优化设计中。综合比较多种快速计算途径,选择高斯基Kriging插值和BP神经网络两种方法构建代理模型。使用脚本控制的Cart3D软件生成数值试验样本,样本点精度与Fluent软件计算误差小于14%。通过样本点训练、内参优化和加点策略,最终获得相对误差小于10%的代理模型,能够实现给定外形参数在线秒级输出气动数据,极大地推动了气动计算在总体论证中的作用。 展开更多

关键词 运载火箭 总体优化 气动计算 代理模型

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纺织用多级离心风机的气动分析计算 被引量：2

11

作者 石硕 胡爱娟 张晓非 《风机技术》 2012年第4期39-41,共3页

对纺织用多级离心风机进行性能测试,发现性能尚有提高余量。选取与工作点接近的最高效率点进行气动校核。气体经过每一级都提高压力、升高温度,因此必须分别对各级计算,把该级出口参数作为下一级进口参数。根据计算结果画出各级出口温... 对纺织用多级离心风机进行性能测试,发现性能尚有提高余量。选取与工作点接近的最高效率点进行气动校核。气体经过每一级都提高压力、升高温度,因此必须分别对各级计算,把该级出口参数作为下一级进口参数。根据计算结果画出各级出口温度、密度和吸力的变化曲线图,分析该风机存在的问题。叶轮气流出口与回流器进口角接近30°,对气流有较大的冲角损失。而回流器出口角度为30°,对后一级产生较大预旋,使第二级以后压力降低。针对这些问题,提出可行性改进措施。 展开更多

关键词 多级 离心风机 气动计算

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计及尾迹宽度的轴流风机出口气流角修正方法 被引量：2

12

作者 欧阳华 钟芳源 谷传纲 《流体机械》 CSCD 2002年第3期15-17,29,共4页

针对二元平面叶栅试验数据在轴流风机动叶气动计算中的局限性 ,通过将计及动叶三元效应、旋转及弯掠的损失计算模型与动叶尾迹宽度相关联 ,建立了尾迹宽度与出口气流角的几何关系 ,提出了一种有效的轴流风机出口气流角修正方法 ,该方法... 针对二元平面叶栅试验数据在轴流风机动叶气动计算中的局限性 ,通过将计及动叶三元效应、旋转及弯掠的损失计算模型与动叶尾迹宽度相关联 ,建立了尾迹宽度与出口气流角的几何关系 ,提出了一种有效的轴流风机出口气流角修正方法 ,该方法亦可对动叶的升力系数进行修正。 展开更多

关键词 轴流风机 气动计算 损失模型 出口气流角 修正 升力系数

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一种微小型激光制导弹药的攻角辨识研究 被引量：2

13

作者 范军芳 田翔 《电光与控制》 CSCD 北大核心 2019年第9期26-28,72,共4页

针对一种微小型制导弹药结合气动计算和基于加速度计的弹体攻角估算方法,进行了攻角辨识研究。建立了气动模型,计算得到制导弹药典型飞行条件下的气动与平衡攻角数据。利用气动力特征建立了一种攻角辨识模型,提出一种弹上惯性测量单元(I... 针对一种微小型制导弹药结合气动计算和基于加速度计的弹体攻角估算方法,进行了攻角辨识研究。建立了气动模型,计算得到制导弹药典型飞行条件下的气动与平衡攻角数据。利用气动力特征建立了一种攻角辨识模型,提出一种弹上惯性测量单元(IMU)硬件布局方案。结合试验数据,给出了制导弹药的攻角辨识结果。与仿真结果的对比分析表明,基于飞行试验数据的攻角辨识结果与气动仿真结果较为一致,证明所提出的攻角辨识方法合理可行。 展开更多

关键词 微小型制导弹药 攻角辨识 飞行试验 气动计算

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高超声速飞行器非线性动态特性分析 被引量：1

14

作者 徐敏 白斌 祝小平 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2014年第5期408-412,417,共6页

对具有典型乘波体结构的吸气式高超声速飞行器的纵向进行了稳定性相关分析。利用空气动力学相关理论分别得到了飞行器的气动力和推力数据,并进一步计算出弹性模型中的模态和广义力;通过变量代换将纵向刚体-弹性动力学模型转换成非线性... 对具有典型乘波体结构的吸气式高超声速飞行器的纵向进行了稳定性相关分析。利用空气动力学相关理论分别得到了飞行器的气动力和推力数据,并进一步计算出弹性模型中的模态和广义力;通过变量代换将纵向刚体-弹性动力学模型转换成非线性动力学系统的标准形式,采用扩展分支分析方法得到了系统的平衡曲线,分析发现系统此时由于重心位于压心之前所有的平衡状态都是静不稳定的。同时,当飞行器处于高空巡航平衡状态时,根据建立的弹性模型发现,由二维机身弹性引起的迎角变化最大不超过0.120 8°,影响很小。 展开更多

关键词 高超声速 扩展分支分析方法 建模 气动计算

原文传递

飞行器翼面协同优化中的气动代理模型研究

15

作者 席睿 李冰 贾宏光 《汽车实用技术》 2021年第16期52-57,共6页

文章采用正交表、拉丁方等实验设计方法,结合多项式响应面、Kriging模型、径向基函数神经网络等近似技术,分别拟合了飞行器翼面优化所需的设计变量与性能参数的映射关系。综合考虑了计算成本和精度后,确定以基于神经网络的代理模型来代... 文章采用正交表、拉丁方等实验设计方法,结合多项式响应面、Kriging模型、径向基函数神经网络等近似技术,分别拟合了飞行器翼面优化所需的设计变量与性能参数的映射关系。综合考虑了计算成本和精度后,确定以基于神经网络的代理模型来代替气动学科的高精度分析模型,参与飞行器翼面的多学科优化,从而实现了各学科的模型近似并降低了运算成本。 展开更多

关键词 飞行器翼面 协同优化 代理模型 气动计算

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悬臂式多级离心风机气动力计算（英文）

16

作者 杨柳 陈扬枝 《机床与液压》 北大核心 2019年第6期22-27,共6页

对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系... 对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系计算经验公式和流量—功率关系计算经验公式。计算结果表明:增大叶轮叶片进口角,会使压力变化曲线更平缓,减小回流器叶片出口角可以降低能耗,为悬臂式多级离心风机的设计和改进提供参考。 展开更多

关键词 悬臂式 多级离心风机 气动力计算 冲角

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大攻角非线性问题的局部线化方法

17

作者 叶正寅 杨永年 赵令诚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1989年第10期B468-B473,共6页

本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性(包含了速势方程的所有二阶非线性项)和边界条件的非线性(离体涡位置不能预先给定)。该方法适用于... 本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性(包含了速势方程的所有二阶非线性项)和边界条件的非线性(离体涡位置不能预先给定)。该方法适用于亚临界下的所有Mach数,计算简单,工作量小。通过算例计算表明,该方法计算结果与实验值是一致的。 展开更多

关键词 大攻角 非线性系统 空气动力学

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基于CFD的WCMD增程设计及弹道仿真

18

作者 符宗文 李鹏 +1 位作者 耿丽娜 郑志强 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第6期168-170,173,共4页

以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加... 以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加装滑翔翼后WCMD的三自由度弹道仿真,结果表明文中所设计的滑翔翼能使WCMD达到防区外打击的目标,且对其它飞行器的滑翔增程设计有一定的参考价值。 展开更多

关键词 WCMD 气动力计算 FLUENT 增程 弹道仿真

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叶轮机通流计算的时间推进方法 被引量：6

19

作者 季路成 孟庆国 周盛 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第1期23-26,共4页

本文首次将时间推进思想应用于通流计算，采用四级龙格—库塔方法求解，根本上解决了目前出现的轴向流动跨音高负荷叶轮机设计困难，初步工作取得了较好结果。作者们预期，时间推进通流计算方法还将弥补现有许多通流计算方法的不足，将... 本文首次将时间推进思想应用于通流计算，采用四级龙格—库塔方法求解，根本上解决了目前出现的轴向流动跨音高负荷叶轮机设计困难，初步工作取得了较好结果。作者们预期，时间推进通流计算方法还将弥补现有许多通流计算方法的不足，将在工程设计中发挥更大作用。 展开更多

关键词 跨音速 高载荷 叶轮机械 气动力 时间推进法

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分布式电推进飞机动力学特性分析与评估

20

作者 郝智渊 段辰龙 +2 位作者 宋万强 王钢林 李岩 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2023年第6期16-20,共5页

基于分布式电推进飞机研究方向大多仍在总体、气动、动力系统优化设计方面的现状,针对某项目分布式电推进飞机方案,开展了分布式电推进飞机动力学特性分析和评估方面的研究。通过基于涡格法和激励盘模型的快速气动评估计算与分析,分别... 基于分布式电推进飞机研究方向大多仍在总体、气动、动力系统优化设计方面的现状,针对某项目分布式电推进飞机方案,开展了分布式电推进飞机动力学特性分析和评估方面的研究。通过基于涡格法和激励盘模型的快速气动评估计算与分析,分别对分布式增升系统开/关两种构型开展基本气动特性分析以及操稳特性评估对比。结果表明,分布式增升系统的开启能够提升升力特性,但分布式增升系统开/关也将改变飞机稳定特性;最终通过调整重心位置能够使飞机拥有较好的稳定特性和理想的配平操纵舵偏。 展开更多

关键词 分布式电推进飞机 快速气动评估 动力学特性分析 操稳特性分析

原文传递