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低雷诺数下基于介质阻挡放电等离子体激励的翼型小迎角阻力控制实验研究
1
作者 阳鹏宇 张鑫 +3 位作者 左峥瑜 马志明 李昌 张秋云 《力学学报》 北大核心 2025年第5期1043-1053,共11页
以提升高空长航时无人机在低雷诺数下的气动性能为背景,以GAW-1翼型为研究对象,以对称布局介质阻挡放电等离子体激励器为控制手段,采用测力与测压相结合的方法,在0.5 m×0.6 m低速风洞开展了低雷诺数下翼型等离子体流动控制实验研究... 以提升高空长航时无人机在低雷诺数下的气动性能为背景,以GAW-1翼型为研究对象,以对称布局介质阻挡放电等离子体激励器为控制手段,采用测力与测压相结合的方法,在0.5 m×0.6 m低速风洞开展了低雷诺数下翼型等离子体流动控制实验研究,辨析了阻力反常变化的产生机制,探索了等离子体流动控制机理.翼型弦长为160 mm,实验雷诺数为8.3×10^(4)和1.56×10^(5).结果表明:(1)施加激励前,当雷诺数为8.3×10^(4)时,翼型升力出现了非线性变化,阻力出现了先增大后减小的反常情况.在较大迎角范围内,翼型绕流流场保持了完全层流分离形态,随后发生了从完全层流分离向后缘附着的快速过渡.这种流动形态的变化成为升力非线性和阻力反常变化的主要机制;当雷诺数为1.56×10^(5)时,翼型升阻特性的变化趋于正常;(2)施加激励后,等离子体促进层流分离剪切层失稳,使完全层流分离形态在较小迎角下转变为后缘附着形态,有效改善翼型低雷诺数小迎角的升阻力特性,将升阻比最大提高了87.9%.研究结果为提升高空长航时无人机气动性能提供了技术支撑. 展开更多
关键词 流动控制 等离子体 介质阻挡放电 层流分离 风洞实验
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基于交叉验证的智能优化机器学习方法在喷管型面优化中的应用
2
作者 于勇 代无劫 胡俊 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第8期844-854,共11页
针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称喷管进行扩张段型面优化设计,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置.通过结合十折交叉验证方法与优化算法对BP神经网络、支持向量回归、极限学习机3种机器学习模型的... 针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称喷管进行扩张段型面优化设计,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置.通过结合十折交叉验证方法与优化算法对BP神经网络、支持向量回归、极限学习机3种机器学习模型的超参数进行优化,进而评估其在预测喷管出口推力任务上的表现.采用拟合精度最高的机器学习模型与代理优化算法相结合进行优化计算.仿真结果表明:通过对机器学习模型超参数的优化,3种机器学习模型均在测试集上表现出较高的预测精度,而BP神经网络在本文模型下的预测精度最高.通过基于机器学习代理模型的喷管型面优化方法,得到优化后的喷管推力提高1.958%,且BP神经网络对优化后的喷管推力预估误差仅为0.024 9%.通过与基于直接CFD计算的优化结果对比,可以证明所提方法在具有更高优化效率的同时具有较高的优化精度,优化后的喷管推力差别仅为0.007 5%,且优化耗时降低16.5%。 展开更多
关键词 优化设计 二维轴对称喷管 代理优化算法 机器学习 交叉验证
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1.2 m大视场聚焦纹影技术
3
作者 谢爱民 邢彦昌 +1 位作者 王敏 部绍清 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期48-54,共7页
受大尺寸光学元件材料和加工工艺的限制,常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备中大尺寸模型流场显示的需要,提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示,根据成像原理,以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳... 受大尺寸光学元件材料和加工工艺的限制,常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备中大尺寸模型流场显示的需要,提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示,根据成像原理,以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径透镜设计、高清成像屏制作等关键技术的基础上,建立了2套测试1.2 m×1.2 m视场的聚焦纹影系统,在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接,有望实现更大视场的流场显示。 展开更多
关键词 聚焦纹影 流动显示 纹影 大视场 LED光源
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爆炸冲击下氟壳铝释能特性试验研究
4
作者 韩磊 方展翔 +1 位作者 叶腾钶 徐豫新 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第5期444-452,共9页
为研究爆炸冲击下该材料的点火释能特性,开展该材料点火释能特性相关试验研究.首先,基于TG-DSC试验,空气中缓慢加热氟壳铝,分析得到其主要放热过程为氟聚合物外壳破碎后活性纳米铝粉与空气中氧气反应阶段,通过激光点火试验结果与文献分... 为研究爆炸冲击下该材料的点火释能特性,开展该材料点火释能特性相关试验研究.首先,基于TG-DSC试验,空气中缓慢加热氟壳铝,分析得到其主要放热过程为氟聚合物外壳破碎后活性纳米铝粉与空气中氧气反应阶段,通过激光点火试验结果与文献分析得到了常温常压下氟壳铝点火延时为Al/PTFE材料的60.49%,燃速为Al/PTFE的289.71%;然后,压制了Al/PTFE和氟壳铝两种活性材料药块,分别开展雷管、JHL-2炸药对两种材料的爆炸冲击点火试验.试验发现:雷管爆炸冲击下氟壳铝自持反应能力比Al/PTFE更好,氟壳铝反应速率为Al/PTFE的1.38倍;JHL-2炸药爆炸冲击下氟壳铝和Al/PTFE均增加了火球面积,增加量分别为28.17%、31.62%;同时得到爆炸火球面积最大值达到时间氟壳铝较Al/PTFE快31.21%;JHL-2引爆氟壳铝相比雷管引爆JHL-2在距爆心2、3、4 m处自由场超压比冲量皆有提升,最大提升量124.6%,自由场超压比冲量随冲击波传播距离下降速度变缓,衰减速率最大降低12.18%.最后,总结爆炸冲击下氟壳铝整体反应分为3个阶段:炸药爆炸初始阶段氟壳铝部分反应—未反应氟壳铝破碎成颗粒飞散—氟壳铝颗粒脱离爆炸真空域与空气接触点火爆燃完全,氟壳铝释能过程集中在第3阶段.氟壳铝在爆炸冲击下的增能效果主要体现在提升爆炸热毁伤能力与提升爆炸冲击波比冲量并延缓冲击波衰减. 展开更多
关键词 活性材料 点火及释能特性 爆炸冲击 毁伤
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基于真实地形的着陆飞机尾涡演化数值模拟:以重庆江北机场为例
5
作者 潘卫军 陈志远 +2 位作者 栾天 张琛 邓蕾蕾 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第25期10937-10947,共11页
尾涡作为限制飞机间隔的重要因素,如何加速尾涡耗散以提升机场容量一直是国内外学者研究重点。基于真实地形开展数值模拟仿真实验,就地形对于尾涡演化影响效果进行了研究。选用F构型A332机翼模型在重庆江北机场02R跑道着陆为拟研究场景... 尾涡作为限制飞机间隔的重要因素,如何加速尾涡耗散以提升机场容量一直是国内外学者研究重点。基于真实地形开展数值模拟仿真实验,就地形对于尾涡演化影响效果进行了研究。选用F构型A332机翼模型在重庆江北机场02R跑道着陆为拟研究场景,利用Fluent软件基于SST k-ω湍流模型进行数值模拟实验,将实验所得计算结果与无地形条件下的计算结果进行对比分析。结果表明:地形能够引导尾涡移动,从而增加下沉距离使其远离下滑道,根据分析结果显示,有地形条件下增加最大下沉距离为无地形条件下的22倍,同时地形对尾涡的形态破坏能够更早激发Crow长波不稳定性,使其在9个翼展位置基本完成内机身襟翼涡的耗散,且地形可限制尾涡影响范围,有地形条件下涡核间距最大缩减量约为26.5%。因此,所研究的真实地形对于减小后机尾涡遭遇风险,缩小尾流间隔,提升跑道容量具有积极作用。 展开更多
关键词 真实地形 数值模拟 尾涡演化 着陆阶段
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可压缩流动问题笛卡尔网格模拟方法研究进展与展望 被引量：2
6
作者 赵宁 刘剑明 +1 位作者 田琳琳 王镇明 《力学学报》 北大核心 2025年第2期285-314,共30页
计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡... 计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡尔网格具备生成简单、内存要求低、计算效率高及自动性强等特点,使其能够极大减少网格生成过程中的人工成本,因而成为CFD社区的研究热点之一.对此,以笛卡尔网格可压缩流模拟为主线,结合课题组多年的研究成果对其中涉及的关键技术和国内外发展现状展开综述.首先简要概述了笛卡尔网格自适应方法及其数据结构,随后系统阐述了切割单元、浸入边界、重叠笛卡尔网格和混合笛卡尔网格等方法的发展现状及存在的问题,最后从自适应加密策略、动态并行技术、高保真计算方法、先进物理模型及实际工程应用等多个维度深入探讨了笛卡尔网格方法涉及的关键技术与未来发展趋势.通过全面回顾和深入分析笛卡尔网格方法的研究现状和发展动态,试图为读者提供一个清晰及全面的认识,并为相关领域的研究提供有益的参考和启示. 展开更多
关键词 笛卡尔网格 可压缩流动 壁面处理方法 自适应技术 高保真模拟
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六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
7
作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量：1
8
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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基于预训练语言模型和双模态编码器的远程监督关系抽取方法 被引量：1
9
作者 刘琼昕 方胜 牛文涛 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第3期308-320,共13页
针对远程监督关系抽取中文本语义信息表征不足导致噪声识别能力有限和信息传递不足导致长尾关系学习不充分的问题,提出了一种将预训练模型(BERT)集成到多实例学习中的两阶段框架,利用预训练语言模型学习文本语义以识别和缓解噪声,并在... 针对远程监督关系抽取中文本语义信息表征不足导致噪声识别能力有限和信息传递不足导致长尾关系学习不充分的问题,提出了一种将预训练模型(BERT)集成到多实例学习中的两阶段框架,利用预训练语言模型学习文本语义以识别和缓解噪声,并在框架中设计了双模态编码器自动学习实体类型和关系的信息传播模式以解决长尾问题.该方法在GDS数据集上的AUC值为0.912,P@100与P@200值分别为100.0%和98.7%;在NYT-570K数据集上的长尾指标Hits@K较先前的先进模型均有提升.在这两个广泛使用的数据集上的实验结果表明,该方法在去噪和长尾关系抽取方面均取得了显著提升. 展开更多
关键词 关系抽取 远程监督 长尾问题 自然语言处理
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高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
10
作者 陈爱国 田颖 +4 位作者 王杰 杨彦广 李志辉 李中华 李震乾 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期46-53,共8页
稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给... 稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给出了在某风洞中开展的喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度测量结果。重复性测量结果表明:转动温度最大相对不确定度为0.26%,振动温度最大相对不确定度为0.8%;Ma=12和16锥形喷管出口截面上的转动温度与振动温度分布特征体现了锥形喷管膨胀流动的特点,而各喷管在3个不同状态的测量结果表明:随着稀薄度增加,振动温度与转动温度的偏差会越大,热力学非平衡现象也越突出。 展开更多
关键词 电子束荧光 稀薄流场 转动温度 振动温度 低密度风洞
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面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
11
作者 付增良 张石玉 +5 位作者 周家检 梁彬 赵俊波 周平 孙玮琪 张宇航 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期53-60,I0002,共9页
面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为... 面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为研究对象,在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验,设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统,成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)机动试验,实现了控制特性评估与控制律对比、验证,为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行试验 控制特性评估 控制律 高速飞行器
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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
12
作者 王宏伟 黄湛 +4 位作者 张骞 李晓辉 石伟龙 任少洁 康国剑 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期1-10,共10页
以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大... 以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光干扰,由此获得高速运动条件下的高信噪比粒子图像,进而发展建立了高温强自发光流动粒子速度测量技术。基于该技术,在总温范围为2150~3570 K条件下,对平均名义粒径分别为20、50μm的Al_(2)O_(3)粒子和石墨粒子开展了粒子速度场测量。结果表明:对于同种粒子材料,总焓提升可以有效提升侵蚀粒子的出口速度分布,其中Al_(2)O_(3)粒子在2150、2770、3570 K条件下的出口平均速度峰值分别为1302、1421、1527 m/s;对比分析发现,石墨粒子虽然具有较大直径,但因其密度较低,出口平均速度峰值可达1539 m/s;侵蚀粒子射流出口速度流向平均值沿径向(x方向)的分布近似正态分布;由于电弧加热器出口流场为自由大气环境,侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界,剪切边界跨度最小为35.5 mm、最大为45 mm。通过系统对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布,本文揭示了射流边界特性,为粒子侵蚀试验的精细化评估提供了数据支撑。 展开更多
关键词 自发光干扰 粒子侵蚀 电弧加热器 速度场测量 粒子图像测速 窄带滤光
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来流温度对气动热的影响及关联方法初步研究
13
作者 赵金山 张志刚 +6 位作者 石义雷 李维东 肖雨 陈挺 粟斯尧 王勇 廖军好 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期23-31,共9页
边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流... 边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流和湍流流态下气动热的主要影响参数;然后针对高超声速飞行器标模外形,在相同马赫数、雷诺数条件下,分别开展固定壁温/壁温比的数值模拟,对比分析了来流温度对气动热系数的影响规律;最后基于边界层近似解理论,分别针对层流和湍流流态建立了考虑当地边界层外缘参数影响的气动热关联换算方法,并在不同温度条件下,对量热完全气体假设下的气动热计算结果开展了关联换算。 展开更多
关键词 气动热环境 来流温度 无量纲 关联换算
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转捩位置对尖锥静/动气动特性影响的数值模拟
14
作者 王新光 陈琦 +2 位作者 张毅锋 何琨 万钊 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第9期1-9,I0001,共10页
高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞... 高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞行器的静/动稳定性。本文基于高速数值模拟软件分析转捩对尖锥的静/动稳定性影响规律,通过给定圆锥壁面转捩位置,在其法向扩展构造出转捩控制面,实现了不同形状和位置的强制转捩模拟,强迫俯仰振动下的非定常流场数值模拟和分析结果表明:非对称转捩阵面会影响尖锥气动力/力矩的变化,随着转捩阵面后移,俯仰静稳定性降低,而动稳定性增强;边界层转捩诱导出压力和摩阻增量,在总附加力矩动导数中压力分量占主导。 展开更多
关键词 计算流体力学 转捩 静/动稳定性 圆锥 非定常流动 数值模拟
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大空域变计算域数值方法研究
15
作者 李盾 初景江 +3 位作者 李志辉 何跃龙 白鹏 孟旭飞 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第4期9-17,共9页
大空域多体分离、再入、巡航等长时间、长距离的动态数值模拟,会导致计算域增大、计算量急剧上升。针对此类难题,本研究在三维非结构粘性直角动网格技术的基础上,采用多计算域交替、移动分裂的思路,创新性地提出变计算域数值处理方法。... 大空域多体分离、再入、巡航等长时间、长距离的动态数值模拟,会导致计算域增大、计算量急剧上升。针对此类难题,本研究在三维非结构粘性直角动网格技术的基础上,采用多计算域交替、移动分裂的思路,创新性地提出变计算域数值处理方法。采用双球体分离模型对变计算域方法的可行性和鲁棒性展开对比验证,计算结果证明变计算域方法精度可靠且效率提高。一定程度上实现了气动数值模拟从传统的固定单域计算到动态多域计算的变计算域拓展。 展开更多
关键词 大空域 多体分离 气动数值模拟 变计算域方法 对比验证
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直升机着舰气动特性实验测控系统设计
16
作者 车兵辉 赵光银 +2 位作者 史喆羽 章贵川 彭先敏 《实验流体力学》 北大核心 2025年第5期121-127,共7页
舰船在海面上航行时会发生空间六自由度运动,对直升机着舰的气动特性和操控性能产生不利影响。为研究机舰耦合流场中直升机着舰气动特性,自主设计了模拟机舰耦合特性的风洞实验测控系统。该系统能实现舰船六自由度运动模拟、直升机模型... 舰船在海面上航行时会发生空间六自由度运动,对直升机着舰的气动特性和操控性能产生不利影响。为研究机舰耦合流场中直升机着舰气动特性,自主设计了模拟机舰耦合特性的风洞实验测控系统。该系统能实现舰船六自由度运动模拟、直升机模型载荷和转速监测采集、舰船姿态与直升机载荷同步采集。通过实验,得到不同工况下直升机模型载荷和舰船姿态数据:当舰船俯仰振荡时,由于桨盘与舰船甲板距离的周期性变化以及地面效应的影响,旋翼升力会以相同频率动态变化,并且存在相位滞后。结果表明,该测控系统成功实现了舰船运动时直升机着舰气动载荷与舰船姿态的同步测量,所获数据契合直升机空气动力学规律,完全满足实验要求,为直升机在机舰耦合复杂流场下的气动特性研究提供了关键技术支撑和数据依据。 展开更多
关键词 直升机 机舰耦合 气动特性 测控系统
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全声衬低湍流度低噪声工程型风洞降噪设计技术试验研究
17
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 茹履京 郭昊 梁温馨 舒宜丰 张奥喆 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期1-21,I0001,共22页
为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方... 为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方案。参考DNW-LLF风洞的设计经验,并结合D5风洞试验结果,BHAW风洞在保持高流场品质的同时,采用洞体全声衬声学处理方案。具体措施包括:风扇段采用微穿孔板(穿孔率2%)加600 mm厚吸声材料,抑制中低频旋转噪声;风洞流道布置200 mm厚吸声材料;第一扩散段在穿孔板外铺设透声毛毡(厚度3 mm),以降低摩擦再生噪声;4个拐角实施创新性双面声衬、中间微透气的双圆弧导流片;集气口段采用收缩角度8°的穿孔板加吸声棉,并在外表面包裹透声毛毡,以削弱冲击噪声。风洞测量结果表明:在不同风速下开口试验段模型区的湍流度为0.07%~0.095%,闭口试验段模型区湍流度为0.041%~0.046%(小于0.05%的设计指标),开口试验段湍流度约为闭口试验段的1.7~2.1倍。在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)(小于75 dB(A)的设计指标)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI低0.6~1.0 dB。 展开更多
关键词 气动声学风洞 全声衬 微穿孔板 主动隔振 噪声控制 风洞实验
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基于不确定性预测的气动力建模与主动采样
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作者 张子军 李怀璐 +2 位作者 赵彤 王旭 张伟伟 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期12-21,I0001,共11页
神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞... 神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞机纵向非定常气动特性为研究对象,利用时间卷积神经网络实现了纵向大幅振荡风洞试验的时域非定常气动力建模,并使用MC-Dropout技术对预测结果的不确定性进行评估。在此基础上结合不确定性分析结果,开展了风洞试验样本主动采样。结果表明,模型不确定性可作为预测精度的先验评价指标,模型预测误差与不确定性具有强线性关系,主动采样策略较随机采样策略可以最多降低40%的样本需求,验证了该方法在提升黑箱模型可信度与降低建模样本需求量方面的有效性。 展开更多
关键词 大迎角 风洞试验 非定常气动力 神经网络 不确定性 主动采样
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基于POD和代理模型的高压捕获翼表面流场快速预测方法
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作者 崔凯 杨靖 +3 位作者 常思源 田中伟 肖尧 李广利 《力学学报》 北大核心 2025年第4期883-894,共12页
高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传... 高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传统工程计算方法面临显著的局限性.为解决这一问题,文章结合计算流体力学(CFD)技术、本征正交分解(POD)方法与径向基函数代理模型,提出了一种高效准确的高压捕获翼表面流场快速预测方法,并据此构建了完整的气动特性快速预测框架.基于高压捕获翼基本设计原理,综合考虑了关键几何参数和来流条件的影响,对典型构型捕获翼下表面的复杂压强分布进行了预测验证.研究结果表明,当保留13个POD基模态时,所提出的快速预测方法与直接CFD计算结果相比,翼面压强预测的平均相对误差仅为1.6%,气动力预测误差更是低至0.3%.值得注意的是,进一步增加POD基模态数量对预测精度的提升效果并不显著.该方法在确保高精度流场重建和预测的同时,显著提升了计算效率,为高压捕获翼构型的优化设计提供了可靠的技术支持. 展开更多
关键词 高超声速 高压捕获翼 本征正交分解 代理模型 数值仿真
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来流总温对高超声速边界层转捩影响试验研究
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作者 李强 万兵兵 +1 位作者 庄宇 赵金山 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期86-93,共8页
壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-... 壁温比/温度是高超声速边界层转捩研究中的重要参数。在中国空气动力研究与发展中心某风洞中,采用头部钝度0.05 mm、半锥角7°尖锥模型开展试验,来流马赫数分别为9.86和9.97,单位雷诺数分别为8.9×10^(6)和8.4×10^(6) m^(-1),总温分别为1 332.2和956.6 K。在保持来流马赫数、雷诺数、扰动水平和壁温基本一致的条件下,研究风洞总温对高超声速边界层转捩的影响。通过点热流传感器测量转捩位置,采用高频脉动压力传感器测量边界层脉动特性。将γ-Reθ-MT修正转捩模型的转捩预测结果和线性稳定性理论结果分别与试验结果进行对比。结果表明,采用γ-Reθ-MT修正转捩模型计算的尖锥模型热流分布结果与风洞试验结果吻合良好,转捩位置基本一致,表明该模型具有较高的可信度;通过PCB传感器测量的压力脉动与线性稳定性理论分析结果相互印证,展示了该风洞条件下高低总温2个流场的第2模态波频谱特性。 展开更多
关键词 转捩 风洞试验 脉动特性 来流总温 线性稳定性
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