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题名低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展
被引量：2
- 1
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作者
章荣平
王勋年
晋荣超
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机构
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第6期756-761,共6页
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文摘
引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。
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关键词
引射短舱
动力模拟
动力影响
数值模拟
空气桥
流量测量控制
数字阀
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Keywords
ejector nacelle
engine simulation
power effect
numerical simulation
air bridge
flow measurement and control
digital valve
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分类号
V211.74
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名横摆振荡翼型动态气动掠效应试验研究
- 2
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作者
李国强
陈立
黄霞
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机构
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2018年第5期977-989,共13页
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基金
装备预先研究专用技术项目(30103010304)
国家"973"计划项目(2014CB046200)资助
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文摘
大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求,研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义.借助"电子凸轮"技术和动态数据同步采集手段,针对翼型动态"掠效应"首次开展了横摆振荡风洞试验研究,研究表明:横摆振荡翼型的气动曲线存在明显迟滞效应,吸力面压力周期性波动是主要诱因,且随着振荡频率、初始迎角和振幅的增大,气动迟滞特性均增强;升力和压差阻力随横摆角变化的迟滞回线呈"W"形,俯仰力矩迟滞回线呈"M"形,升力差量迟滞回线呈"∞"形;负行程下翼型气动力相对于正行程下的更高,且负行程下翼型气动力随振荡频率的增大而略有增大,正行程下则明显减小;升力系数功率谱密度分布在振荡频率倍频处的能量集中的幅值随着振荡频率增大有增大趋势;吸力面1.2%和40%弦长处压力的滞回特性较强,是由于翼面剪切层涡和动态分离涡周期性发展、运动、破裂和重建;振幅为10?时,升力迟滞曲线呈"∧"形,振幅为30?时,升力迟滞曲线呈"∧∧∧"形.
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关键词
翼型
横摆振荡
掠效应
动态试验
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Keywords
airfoil
yaw oscillation
sweep effect
dynamic test
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分类号
O355
[理学—流体力学]
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题名风力机叶片翼型动态试验技术研究
被引量：11
- 3
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作者
李国强
张卫国
陈立
聂博文
张鹏
岳廷瑞
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机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2018年第4期751-765,共15页
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基金
装备预先研究专用技术项目(30103010304
30103010301)
国家"973"计划项目(2014CB046200)资助
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文摘
风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行,以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计,通常忽略横摆振荡的影响;大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出了更高要求,研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义.本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究,采用"电子凸轮"技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化,基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量,实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集,分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究,试验结果准度较高、规律合理;分析了动态试验洞壁干扰影响机制.研究表明,横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应;随着振荡频率升高,翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强;翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟;洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大;建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑.
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关键词
风力机
翼型
横摆振荡
测压
风洞试验
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Keywords
wind turbine
airfoil
yaw oscillation
pressure measurement
wind tunnel test
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分类号
O355
[理学—流体力学]
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题名风力机翼型动态失速等离子体流动控制数值研究
被引量：14
- 4
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作者
张卫国
史喆羽
李国强
杨永东
黄明其
白云卯
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机构
西北工业大学航空学院
国防科技大学空天科学学院
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2020年第6期1678-1689,共12页
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基金
风雷青年创新基金(PJD20190003)
基础和前沿技术研究基金(PJD20190002)资助项目。
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文摘
针对动态失速引起的风力机翼型气动性能恶化的问题,本文基于动网格和滑移网格技术,开展了大涡模拟数值计算研究,探索了非定常脉冲等离子体的动态流动控制机理.结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均和瞬态气动力,减小力矩负峰值和迟滞环面积.压力分布在等离子体施加范围内出现了负压"凸起",上翼面吸力峰值明显增大.脉冲频率和占空比这两个非定常控制参数对流动控制影响显著,无因次脉冲频率为1.5时等离子体控制效果较好,占空比为0.8时即可接近连续工作模式下的气动收益.翼型深失速状态,等离子体促使流动分离位置明显向后缘移动,抵抗了大尺度动态失速涡的发生,分离涡结构破碎耗散、重新附着,涡流影响范围减小;浅失速状态,等离子体激励具有较强的剪切层操纵能力,诱导了翼型边界层提前转捩,促进了与主流的动量掺混.等离子体气动激励诱导出前缘附近贴体翼面"涡簇",起到了虚拟气动外形的作用.不同尺度、频域的动态涡结构与等离子体气动激励的非线性、强耦合作用导致了气动力/力矩的谐波振荡.
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关键词
风力机
翼型
动态失速
等离子体
流动控制
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Keywords
wind turbine
airfoil
dynamic stall
plasma
flow control
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分类号
O355
[理学—流体力学]
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题名基于分体蜗杆技术的低速风洞迎角机构研制
- 5
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作者
刘江涛
孙福振
孔鹏
陈诚
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机构
中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所
中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
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出处
《兵工自动化》
北大核心
2024年第9期46-48,共3页
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文摘
为提高风洞迎角机构的精准度,采用一种基于分体蜗杆技术的蜗轮蜗杆副对4 m×3 m低速风洞迎角机构进行改造。分析分体蜗杆技术的原理及实现,并对改造后的迎角机构进行静态和动态测试。结果表明:采用分体蜗杆技术的迎角机构能提高迎角的定位精度和试验数据质量,为该风洞后续试验的开展奠定良好基础。
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关键词
分体蜗杆技术
迎角机构
风洞试验
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Keywords
split worm technology
angle of attack mechanism
wind tunnel test
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分类号
TJ011
[兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
TH132.45
[机械工程—机械制造及自动化]
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