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基于叶片仿生优化的离心泵压力脉动控制
1
作者 王红超 林言丕 +1 位作者 李晓俊 朱祖超 《排灌机械工程学报》 北大核心 2025年第3期224-230,共7页
为降低离心泵动静干涉区域的压力脉动,设计了一种仿生正弦尾缘结构.采用试验和数值计算相结合的方法,定量研究了仿生叶片尾缘结构对离心泵压力脉动的减弱效果.引入压力脉动强度系数,获得了离心泵内部的压力脉动强度分布,对离心泵流场中... 为降低离心泵动静干涉区域的压力脉动,设计了一种仿生正弦尾缘结构.采用试验和数值计算相结合的方法,定量研究了仿生叶片尾缘结构对离心泵压力脉动的减弱效果.引入压力脉动强度系数,获得了离心泵内部的压力脉动强度分布,对离心泵流场中的高强度压力脉动区域进行精确定位.研究结果表明:采用仿生正弦结构尾缘叶轮可以消除离心泵动静干涉区内的高频压力脉动,有效提高离心泵动静干涉流场稳定性,从而减小离心泵动静干涉区域内的压力脉动强度;仿生叶片尾缘结构还能够破除叶片尾缘大尺度涡结构,有助于改善叶片尾缘涡的不断脱落引起的流场局部振荡;与采用原始尾缘相比,采用仿生叶片尾缘结构时,离心泵动静干涉区压力脉动振幅下降了约5.7%,定量说明了仿生叶片尾缘结构的流场稳定效果.研究结果有助于改善离心泵动静干涉区域的压力脉动特性,提高泵运行稳定性. 展开更多
关键词 叶片尾缘 仿生优化 压力脉动 动静干涉 涡结构
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翼型后缘变弯对炮射滑翔增程弹气动特性的影响
2
作者 李钊 张龙 +1 位作者 杨广珺 王雨 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2025年第1期30-36,共7页
增加炮射滑翔增程弹性能的核心是提高弹丸气动性能,在已有变后掠角结构的增程基础上,通过引入后缘无缝连续变弯技术,可减轻翼面气流分离,在不引起整体尺寸额外增加的前提下提高滑翔阶段的弹体升阻比,改善气动性能,增加滑翔航程。研究弹... 增加炮射滑翔增程弹性能的核心是提高弹丸气动性能,在已有变后掠角结构的增程基础上,通过引入后缘无缝连续变弯技术,可减轻翼面气流分离,在不引起整体尺寸额外增加的前提下提高滑翔阶段的弹体升阻比,改善气动性能,增加滑翔航程。研究弹翼后缘弯度变化对弹药气动特性的影响规律,以后缘连续变形弹翼为对象,引入一方程S-A湍流模型封闭N-S方程并求解,分别完成具有±5°后缘偏角翼型的气动性能计算,对其在不同雷诺数下的升阻力系数、力矩系数等气动性能进行分析。数值计算表明:滑翔增程弹的弹翼从80%弦长处位置产生5°正偏转时,翼型升力系数提高可达16%以上,俯仰力矩有利于弹体稳定性能提高;后缘正偏转弹翼在流场动态发展过程中均可产生稳定升力,平均升阻比相比原始弹翼提高80%以上,滑翔距离增加78%以上。 展开更多
关键词 炮射滑翔弹 翼型后缘变弯 气动特性 滑翔性能
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用于柔性后缘的零泊松比蜂窝结构力学性能
3
作者 周玥 李博 +1 位作者 徐伟伟 文友谊 《航空材料学报》 北大核心 2025年第1期91-99,共9页
为给新型无缝柔性后缘结构方案提供技术支撑,通过理论分析和有限元仿真对正弦型、V型、分段正弦型及余弦型4种新型零泊松比蜂窝结构的弹性性能进行比较研究,并对余弦蜂窝结构进行拉伸实验测试。据此设计基于二维变形零泊松比余弦蜂窝的... 为给新型无缝柔性后缘结构方案提供技术支撑,通过理论分析和有限元仿真对正弦型、V型、分段正弦型及余弦型4种新型零泊松比蜂窝结构的弹性性能进行比较研究,并对余弦蜂窝结构进行拉伸实验测试。据此设计基于二维变形零泊松比余弦蜂窝的柔性后缘,并对余弦蜂窝后缘段的弯曲性能进行仿真分析。结果表明,余弦蜂窝结构的面内弹性和受载应力状态优于其他三种蜂窝结构,其准线性应变可达27.8%;通过参数调控可获得余弦蜂窝后缘段的优异弯曲性能,实现柔性后缘结构的大幅度弯曲变形,为新型柔性后缘结构的设计与分析提供参考。 展开更多
关键词 柔性蜂窝 弹性性能 柔性后缘 结构变形 应力分析
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带球窝结构的尾缘开缝壁面气膜冷却特性研究
4
作者 何坤 王茜 晏鑫 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期22-33,共12页
为提升燃气透平叶片尾缘开缝区域的气膜冷却性能,将多排球窝结构应用于尾缘冷却通道下游开缝壁面,以增加近壁面区域的冷气覆盖。采用非定常延迟-分离涡模拟方法,研究了有、无球窝结构下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能,获得了4种吹风比、3... 为提升燃气透平叶片尾缘开缝区域的气膜冷却性能,将多排球窝结构应用于尾缘冷却通道下游开缝壁面,以增加近壁面区域的冷气覆盖。采用非定常延迟-分离涡模拟方法,研究了有、无球窝结构下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能,获得了4种吹风比、3种球窝高径比以及2种球窝结构(球形球窝和泪滴形球窝)条件下尾缘开缝壁面的气膜冷却性能和流量系数,并利用已有实验数据考核了数值方法的有效性,阐明了球窝结构减小冷热气流掺混、改善尾缘开缝区域气膜冷却性能的作用机制。结果表明:球窝结构有利于冷气向壁面附近聚集,使得冷气不易被主流卷起,减小了冷热气流掺混,有效增加了开缝壁面沿流向的气膜覆盖面积;相对于光滑尾缘开缝模型(无球窝结构),带球形球窝结构的尾缘开缝模型流量系数增大了4.8%~6%,平均气膜冷却效率提高了4.6%~19%;吹风比越大,球窝结构对冷气的吸附作用越显著,带球窝结构的尾缘开缝壁面平均气膜冷却效率越高;球窝高径比越大,尾缘开缝壁面的气膜冷却效率越高且分布越均匀。泪滴形球窝可有效解决球形球窝内壁前缘冷却不足问题,相对于带球形球窝结构的尾缘开缝,带泪滴形球窝结构的尾缘开缝壁面的冷却效率提高了8.2%,流量系数提高了1.1%。 展开更多
关键词 航空发动机 尾缘开缝 球窝 气膜冷却 流量系数 延迟-分离涡模拟
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吹风比和肋板对叶片尾缘开缝气膜冷却特性的影响
5
作者 何坤 王茜 晏鑫 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期99-110,共12页
为了阐明吹风比和肋板对燃气透平叶片尾缘开缝区域气膜冷却性能的影响,采用延迟-分离涡模拟方法求解了尾缘开缝模型的流量系数、非定常流场结构和气膜冷却效率,采用实验数据考核了延迟-分离涡模拟方法对流量系数和气膜冷却效率预测的有... 为了阐明吹风比和肋板对燃气透平叶片尾缘开缝区域气膜冷却性能的影响,采用延迟-分离涡模拟方法求解了尾缘开缝模型的流量系数、非定常流场结构和气膜冷却效率,采用实验数据考核了延迟-分离涡模拟方法对流量系数和气膜冷却效率预测的有效性,获得了使尾缘开缝壁面气膜冷却效率最佳吹风比。结果表明:流量系数随吹风比增加而增大,但吹风比大于0.65后,流量系数几乎不受吹风比影响;在吹风比0.20~0.65范围内,尾缘开缝壁面气膜冷却效率随吹风比增加而增加;在吹风比0.80~1.25范围内,冷热气掺混剧烈,冷却效率略微下降;肋板结构增加了冷气通道的阻塞效应,并限制了开缝区域冷气旋涡的发展,导致展向涡提前扭曲、变形和分解;相对于无肋板结构,带肋尾缘开缝结构的流量系数下降了约5%,气膜冷却性能提升了约10.8%。开缝下游的旋涡脱落和冷热气流间的掺混是影响开缝壁面冷却效率的主要原因,综合考虑冷气消耗和气膜冷却效率,无肋板时最佳吹风比为0.65,带肋板时最佳吹风比为0.5。 展开更多
关键词 航空发动机 尾缘开缝 肋板 气膜冷却 流量系数 延迟-分离涡模拟
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中/低雷诺数翼型后缘纯音噪声物理机制与主/被动控制研究综述
6
作者 李勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期38-49,共12页
基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公... 基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公认的中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的2种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。2种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术;在基于机理分析有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。 展开更多
关键词 中/低雷诺数 翼型后缘纯音噪声 噪声机理 主/被动控制
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连续变弯度后缘飞机的滚转机动载荷减缓 被引量：1
7
作者 雷朝辉 杨超 +2 位作者 宋晨 金天燚 吴志刚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期3172-3182,共11页
变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试... 变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试验。结果表明:变弯度后缘可以操纵飞机在2 s内进行180°滚转机动。相较于外侧后缘单独变形,通过内外后缘协同变形可以降低30%以上的滚转机动附加载荷。另外,对比表明滚转角仿真结果与风洞试验数据误差小于6%,验证了所提方法的准确性。 展开更多
关键词 变弯度后缘 刚弹耦合 滚转机动 载荷减缓 仿真分析 风洞试验
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空气涡轮火箭发动机燃烧室异形尾缘波瓣混合器掺混、燃烧特性研究
8
作者 王敬新 胡斌 +3 位作者 王中豪 石强 尹必峰 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期136-147,共12页
为了促进空气涡轮火箭发动机(ATR)燃烧室内涵富燃燃气与外涵空气之间的掺混,提高燃烧室燃烧效率,本文通过对波瓣进行尾缘修形设计,探究C形尾缘结构对波瓣下游流动及燃烧特性的影响规律。研究发现:(1)在波瓣混合器尾缘增加C形结构,会诱... 为了促进空气涡轮火箭发动机(ATR)燃烧室内涵富燃燃气与外涵空气之间的掺混,提高燃烧室燃烧效率,本文通过对波瓣进行尾缘修形设计,探究C形尾缘结构对波瓣下游流动及燃烧特性的影响规律。研究发现:(1)在波瓣混合器尾缘增加C形结构,会诱导产生多源副涡结构;(2)径向高度越高,径向速度梯度越大,造成副流向涡和副展向涡的强度和尺度越大;(3)由于受到C形尾缘结构诱导的副流向涡和副展向涡的影响,燃烧室展向截面温度分布出现“串状”局部高温区,燃烧得到强化;(4)当燃烧室距离与波瓣直径<1时,内、外涵气流掺混强烈,热混合效率、燃烧效率以及总压损失迅速增大;(5) C形尾缘结构数量与燃烧效率不成单调递增关系,当C形结构数量≤2时,副涡强化掺混起主导作用,燃烧效率随着副涡量的增大而增大;当C形结构数量≥3时,出口面积增大导致的涡量衰减起主导作用,燃烧效率随着副涡量的增大而减小。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 波瓣混合器 C形尾缘结构 展向涡 流向涡
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小攻角下锯齿尾缘翼型噪声控制与机理分析
9
作者 胡亚森 张彭俊燚 +2 位作者 庄国徽 万振华 孙德军 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期28-36,共9页
受猫头鹰寂静飞行能力的启发,锯齿尾缘设计被认为是一种有效的控制湍流边界层-尾缘干涉噪声的方法。本文采用隐式大涡模拟法,详细研究了嵌入式锯齿尾缘对NACA 0012翼型绕流的近场流动和噪声特性的影响,雷诺数为9.6×10^(4),远场马... 受猫头鹰寂静飞行能力的启发,锯齿尾缘设计被认为是一种有效的控制湍流边界层-尾缘干涉噪声的方法。本文采用隐式大涡模拟法,详细研究了嵌入式锯齿尾缘对NACA 0012翼型绕流的近场流动和噪声特性的影响,雷诺数为9.6×10^(4),远场马赫数为0.1631,攻角为4°,计算采用的非结构化网格具有约7000万的自由度。在实际计算时,为促进流动快速转捩,在直尾缘和锯齿尾缘算例的翼型表面均布置了锯齿形粗糙元转捩带。研究结果表明:相比于0°攻角状态,4?攻角下的噪声辐射增强,主辐射方向发生偏转,在该方向上锯齿尾缘实现了约2.5 dB的降噪,且在小攻角(4°)下,锯齿也会诱导出有利于降噪的侧边涡对结构。针对壁面压力脉动的分析表明:锯齿主要改变了尾缘附近的时空关联特性,且压力场不能直接由现有针对速度场的Taylor或椭圆近似模型定量描述;此外,锯齿在抑制尾缘噪声的同时,对翼型气动性能造成了一定损失。 展开更多
关键词 气动噪声 锯齿尾缘 噪声控制 可压缩湍流
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变弯度柔性后缘机翼动响应减缓试验
10
作者 张育鸣 戴玉婷 +2 位作者 尉濡恺 胡雅婷 杨超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期3239-3249,共11页
变体飞行器能显著提升飞行器的气动性能,而变弯度柔性后缘是实现变体飞行器的重要方式之一。为探究柔性后缘动态偏转下机翼动响应特性及减缓效率,设计了一个变弯度柔性后缘机翼模型并开展了风洞试验。该机翼模型由承弯翼梁和6个3D打印... 变体飞行器能显著提升飞行器的气动性能,而变弯度柔性后缘是实现变体飞行器的重要方式之一。为探究柔性后缘动态偏转下机翼动响应特性及减缓效率,设计了一个变弯度柔性后缘机翼模型并开展了风洞试验。该机翼模型由承弯翼梁和6个3D打印的翼段组成。其中,2个翼段后缘分别设计2个变弯度柔性后缘舵面,这2个舵面分别用于动响应激励和动响应减缓控制。变弯度柔性后缘舵面由数字舵机、柔性索、波纹板结构和聚二甲基硅氧烷(PDMS)柔性蒙皮组成。对变弯度柔性后缘进行地面静态偏转试验和地面动态偏转试验测试,以研究后缘弯度变形规律及舵机动态时滞特性。在此基础上,在低速风洞试验中研究变弯度柔性后缘机翼动响应规律和基于变弯度柔性和闭环反馈控制的动响应减缓效率。风洞试验结果表明:机翼的翼尖加速度响应及翼根弯矩在频率为1.5~4 Hz时先增大后减小,并在接近机翼一弯频率时达到峰值。采用PID控制律和变弯度后缘进行闭环反馈控制后,在风速20 m/s、扰动频率2.2 Hz时翼尖加速度最大减缓效率达到70.18%,翼根弯矩的最大减缓效率为68.14%。此外,还提出了动响应减缓效率为正值的理论公式并分析了动响应减缓效率的影响机制和因素。 展开更多
关键词 柔性后缘 变弯度 动响应 减缓效率 风洞试验
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基于变桨与襟翼协同的降载特性研究及机理分析
11
作者 白冬晓 王冰 +1 位作者 李寅生 王万成 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第7期1068-1074,共7页
研究了尾缘襟翼长度、偏转角和攻角对翼型降载特性的影响,并分析其影响机理。结果表明:变桨与尾缘襟翼的协同控制可有效实现挥舞方向上的降载;尾缘襟翼长度越大,尾缘偏转角越小,攻角越远离临界值,降载性能越佳;偏转角增大会导致临界攻... 研究了尾缘襟翼长度、偏转角和攻角对翼型降载特性的影响,并分析其影响机理。结果表明:变桨与尾缘襟翼的协同控制可有效实现挥舞方向上的降载;尾缘襟翼长度越大,尾缘偏转角越小,攻角越远离临界值,降载性能越佳;偏转角增大会导致临界攻角位置前移;为实现快速降载,在正偏转角、大攻角下优先选择尾缘控制,其他情况下均优先选择变桨控制;降载特性与翼型及翼缝流体分布密切相关,压差越小,降载性能越好。 展开更多
关键词 法向力系数 静压 尾缘襟翼长度 襟翼偏转角 攻角
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翼面形状对翼伞气动性能的影响
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作者 陈子悦 仇博文 +1 位作者 李岩军 余莉 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2024年第4期18-28,共11页
为了研究不同翼面形状对翼伞气动性能的影响,文章以某型冲压翼型为对象,建立了翼伞滑翔阶段稳态绕流流场数值模型,分析了翼面后缘形状对稳态滑翔阶段翼伞流场结构及气动特性的影响,在此基础上探究了后缘前掠角大小对翼伞气动性能的影响... 为了研究不同翼面形状对翼伞气动性能的影响,文章以某型冲压翼型为对象,建立了翼伞滑翔阶段稳态绕流流场数值模型,分析了翼面后缘形状对稳态滑翔阶段翼伞流场结构及气动特性的影响,在此基础上探究了后缘前掠角大小对翼伞气动性能的影响。研究结果表明,后缘前掠型翼面的上翼面前缘压力降低,有利于减小翼面压差阻力,升阻性能最好,翼伞设计时宜采用后缘前掠型翼面设计;随着前掠角增大,升力系数和阻力系数均先减小后增加,翼伞升阻比随着前掠角增大呈现先增后减的趋势;当前掠角过大时,上翼面流动分离区变大,压差阻力增加会导致升阻比降低;综合流场结构和气动特性考虑,前掠角为6°时翼伞气动性能最优。研究成果可为高滑翔翼伞设计提供一定参考。 展开更多
关键词 冲压式翼伞 翼面形状 数值模拟 气动性能 后缘前掠角
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半浸桨“杯”型结构水动力性能影响分析
13
作者 严彬 傅慧萍 李杰 《中国舰船研究》 CSCD 北大核心 2024年第6期201-209,共9页
[目的]旨在研究“杯”型结构对半浸式螺旋桨水动力性能的影响规律和作用机理。[方法]基于RANS方法并结合流体体积(VOF)方法和滑移网格方法,对自然通气工况下841-B半浸桨及其“杯”型结构改型桨开展数值模拟;在验证数值模拟方法有效性的... [目的]旨在研究“杯”型结构对半浸式螺旋桨水动力性能的影响规律和作用机理。[方法]基于RANS方法并结合流体体积(VOF)方法和滑移网格方法,对自然通气工况下841-B半浸桨及其“杯”型结构改型桨开展数值模拟;在验证数值模拟方法有效性的基础上,基于二分法调整随边角度以使基准半浸桨“杯”型结构变化,从而针对系列桨开展计算研究。[结果]研究显示,“杯”型结构变化对半浸桨的推力和扭矩影响显著,但对效率的影响相对较小;增大“杯”型结构会使桨出水时附带更多水体,造成桨后兴波和液滴飞溅加剧。[结论]所采用的研究方法和所得结论可为半浸桨的设计提供参考。 展开更多
关键词 船用螺旋桨 半浸式螺旋桨 "杯"型结构 随边角度 水动力性能 计算流体动力学
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风力机翼型尾缘迎风降载工况挥舞振动风洞试验研究
14
作者 李德宁 高传强 +1 位作者 骆府庆 张伟伟 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第10期40-49,共10页
停机变桨降载是极端台风天气下保障大型风力机结构安全的重要措施,风力机叶片尾缘迎风(攻角180°)时,翼型的气动力系数相对较小,是一种有利的降载工况,但有可能发生挥舞方向单自由度振动。本文基于风洞试验,研究了典型风力机翼型在... 停机变桨降载是极端台风天气下保障大型风力机结构安全的重要措施,风力机叶片尾缘迎风(攻角180°)时,翼型的气动力系数相对较小,是一种有利的降载工况,但有可能发生挥舞方向单自由度振动。本文基于风洞试验,研究了典型风力机翼型在尾缘迎风降载工况下的挥舞单自由度气动弹性振动特性。研究发现,叶片不同截面的翼型在特定的来流攻角和结构无量纲减缩频率下均会触发挥舞失稳振动,总体的失稳攻角范围为155°~167°。失稳区域呈倒“V”字形,结构减缩频率越低,诱发挥舞振动的攻角范围越大。这种挥舞振动表现出锁频特性,即振动频率锁定于结构固有频率,且振动幅值随着减缩频率(与来流风速成反比)的降低而增加。对于普遍具有预扭设计的现代风力机叶片,叶片在进行尾缘迎风的降载设计时,应尽量避免主要叶片截面进入挥舞失稳敏感攻角区域,以免造成结构损坏。 展开更多
关键词 气动弹性 风洞试验 降载 尾缘迎风 挥舞振动
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后缘调整片对桨叶翼型气动特性的影响
15
作者 谢梅莹 习娟 《直升机技术》 2024年第2期22-25,共4页
直升机桨叶失速颤振后更容易引起旋翼操纵载荷的突增,为此提出增加桨叶后缘调整片的方案。以直升机常用桨叶翼型为基准翼型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟翼型气动特性,离散格式采用二阶迎风格式,湍流模型选择Spalart-Allmara... 直升机桨叶失速颤振后更容易引起旋翼操纵载荷的突增,为此提出增加桨叶后缘调整片的方案。以直升机常用桨叶翼型为基准翼型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟翼型气动特性,离散格式采用二阶迎风格式,湍流模型选择Spalart-Allmaras模型,并通过风洞试验结果验证了计算的准确度。分析了后缘调整片弯折角对翼型升力系数、阻力系数、力矩系数、升阻比等气动特性参数的影响。数值结果表明:随着后缘调整片弯折角的增加,翼型的升力系数和升阻比增加,零升攻角和失速攻角减小;在小攻角范围内,后缘调整片对翼型的阻力系数影响不大;后缘调整片弯折角的增加使得翼型的气动中心和焦点后移,但是会增加翼型的低头力矩。 展开更多
关键词 后缘调整片 弯折角 桨叶 翼型 气动特性
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转静干涉下压气机叶片尾缘锯齿设计与性能优化
16
作者 杨文军 隋东东 +2 位作者 王旭鹏 潘五九 王磊 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期4565-4577,共13页
转静干涉效应诱发了压气机叶片尾流的复杂激扰行为,而尾缘锯齿特征为叶片尾流的激扰控制提供了有效手段。在考虑叶排间转静干涉的基础上,通过在静子叶片尾缘引入锯齿特征,以改善其对叶片尾流扰动以及压气机性能的影响,并进一步利用拉丁... 转静干涉效应诱发了压气机叶片尾流的复杂激扰行为,而尾缘锯齿特征为叶片尾流的激扰控制提供了有效手段。在考虑叶排间转静干涉的基础上,通过在静子叶片尾缘引入锯齿特征,以改善其对叶片尾流扰动以及压气机性能的影响,并进一步利用拉丁方试验设计优化了转子叶型,实现转静干涉下压气机叶片的尾流扰动控制与性能优化。研究结果表明:非均布锯齿特征有效改善了静子叶片的尾流形态,增强了叶片主流与尾流区域的混合效应,减小了叶片尾缘的速度亏损;跨声速压气机的效率提高了2.70%,稳定工作范围提高了12.31%;通过优化转子叶片型面,压气机效率提高至91.42%,进一步拓宽了其性能裕度;研究成果不仅对尾流扰动控制具有重要的理论价值,而且对高性能叶盘系统的设计具有重要的工程意义。 展开更多
关键词 压气机叶片 尾缘锯齿 尾流扰动 工作性能 优化设计
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大偏转角度下层流翼型后缘变弯度气动特性分析与优化
17
作者 王巍 黄茹 +2 位作者 周艾 冯贺 王浩 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第11期151-159,共9页
为了研究大偏转角度下后缘变弯度机翼气动变化规律,以层流翼型NACA63a612为研究对象,采用N-S方程与S-A湍流模型进行了气动计算,探究了来流马赫数、迎角对后缘大范围偏转角度翼型气动特性的影响。利用多岛遗传算法实现翼型优化,以最优升... 为了研究大偏转角度下后缘变弯度机翼气动变化规律,以层流翼型NACA63a612为研究对象,采用N-S方程与S-A湍流模型进行了气动计算,探究了来流马赫数、迎角对后缘大范围偏转角度翼型气动特性的影响。利用多岛遗传算法实现翼型优化,以最优升力系数和升阻比为优化目标,建立后缘变弯度翼型优化模型。研究结果表明:后缘偏转角度增大会减小临界马赫数和临界迎角,当马赫数为0.6,偏转角度为10°时,上翼面开始出现局部激波,随着速度增大,激波后移;后缘较大偏转角度会增大升力系数,但阻力系数也会增大,导致升阻比减小,后缘小角度偏转会带来更优的气动收益;在0.6 Ma巡航条件下,后缘偏转角度为2.9°时气动性能最优,升力系数提高了48.6%、升阻比提高了9.8%。该研究结果为变弯度机翼气动特性研究与优化设计提供了参考。 展开更多
关键词 后缘变弯度 大偏转角度 层流翼型 多岛遗传算法 升阻比
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风力机叶片新型襟翼角锯齿降噪机理的数值研究
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作者 杨心刚 张雅君 +2 位作者 宋柏阳 徐丽 边晓燕 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1143-1150,共8页
应用尾缘锯齿组件降低叶片表面的尾缘湍流噪声是风力机叶片降噪的有效手段。本文基于NACA643418风机翼型设计了一种新型圆角襟翼尾缘锯齿,并采用数值方法研究其降噪机理。应用大涡模拟(LES)方法计算来流风速为20 m/s、攻角为5°的... 应用尾缘锯齿组件降低叶片表面的尾缘湍流噪声是风力机叶片降噪的有效手段。本文基于NACA643418风机翼型设计了一种新型圆角襟翼尾缘锯齿,并采用数值方法研究其降噪机理。应用大涡模拟(LES)方法计算来流风速为20 m/s、攻角为5°的基准翼型和锯齿尾缘翼型的流场,通过FW-H声类比方法分析尾缘附近的气动声学响应。计算结果表明,相比无尾缘锯齿的基准翼型,尾缘有襟翼角锯齿的翼型能有效优化翼型气动布局,提高升阻比和升力系数,新型圆角襟翼锯齿的气动性能优于传统的三角形襟翼锯齿。当襟翼角锯齿改变尾缘流场后,能将无襟翼角锯齿尾缘流场处的马蹄形涡流混合成为单涡流,使得相邻锯齿缝隙间的横流强度得到明显降低,从而对中高频噪声的抑制产生积极影响,同时圆角尾缘锯齿的降噪效果优于三角形尾缘锯齿。 展开更多
关键词 风力机叶片 湍流边界层噪声 尾缘锯齿 襟翼角 大涡模拟
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变弯度机翼后缘滑槽耳片连接设计与验证
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作者 董立君 薛景锋 +1 位作者 李小飞 宋坤苓 《航空科学技术》 2024年第12期8-15,共8页
当前民用飞机的变弯度机翼主要通过机械式驱动实现机翼变形。在变弯度机翼后缘变形时,机翼蒙皮与驱动机构中驱动杆的相对位置关系会发生变化,往往导致驱动机构与蒙皮变形不协调问题。为满足变弯度机翼后缘变形设计要求,本文提出一种驱... 当前民用飞机的变弯度机翼主要通过机械式驱动实现机翼变形。在变弯度机翼后缘变形时,机翼蒙皮与驱动机构中驱动杆的相对位置关系会发生变化,往往导致驱动机构与蒙皮变形不协调问题。为满足变弯度机翼后缘变形设计要求,本文提出一种驱动机构与蒙皮的连接结构设计方案以实现变弯度机翼后缘变形协调。通过建立变弯度机翼后缘驱动机构运动模型,分析了变弯度机翼后缘在偏转过程中驱动机构与蒙皮连接点处机构点的运动特性,获得了机构点与蒙皮的相对位置关系。进而,通过研究蒙皮耳片开槽形式和开槽方法,对耳片及滑槽进行了设计。最后,通过对研制的变弯度机翼后缘试验样件开展变形和承载功能试验,验证了滑槽耳片设计方案可满足机翼变弯过程中的气动外形要求和承载能力要求。 展开更多
关键词 变弯度机翼 后缘 滑槽耳片 设计与验证
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一种收放后缘襟翼的瞬态补偿方法
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作者 余云鹏 翁雪花 徐燕 《教练机》 2024年第2期19-22,共4页
本文研究了飞机收起/放下后缘襟翼产生瞬态的原因,提出了一种根据后缘襟翼偏度信号同步偏转平尾的瞬态补偿方法,进行了六自由度仿真分析,并邀请飞行员进行了地面飞行模拟试验。仿真分析和试验验证结果表明,该方法可有效减小收放后缘襟... 本文研究了飞机收起/放下后缘襟翼产生瞬态的原因,提出了一种根据后缘襟翼偏度信号同步偏转平尾的瞬态补偿方法,进行了六自由度仿真分析,并邀请飞行员进行了地面飞行模拟试验。仿真分析和试验验证结果表明,该方法可有效减小收放后缘襟翼的瞬态。 展开更多
关键词 后缘襟翼 平尾 瞬态补偿 六自由度仿真 地面飞行模拟试验
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