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小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究 被引量：2
1
作者 李永红 刘会龙 +2 位作者 黄勇 钟世东 苏继川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期107-112,130,共7页
为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比... 为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。 展开更多
关键词 飞翼布局标模 高速测力试验 重复性试验 精度 相关性
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风洞模型静弹性变形对气动力影响研究 被引量：6
2
作者 孙岩 张征宇 +2 位作者 邓小刚 杨党国 周桂宇 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第3期294-300,共7页
介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网... 介绍了一种基于模型变形视频测量系统和计算空气动力学研究静弹性变形对气动力影响的方法。利用模型变形视频测量系统获取模型在气动载荷作用下的静弹性变形,驱动模型表面网格运动,得到模型变形后的表面CFD计算网格。CFD计算变形前后网格外形下的气动力,研究模型变形对模型气动特性的影响。对一大展弦比连接机翼的测量与计算结果进行了分析,分析结果表明:模型变形对升力系数影响最大发生在升力线性变化的最大迎角附近,模型变形对阻力系数影响最大发生在失速迎角附近,模型静弹性变形对气动力的最大影响量远远超出风洞测力实验的精度指标,因此开展风洞模型静弹性变形影响研究与修正是十分必要的。 展开更多
关键词 风洞模型 静弹性变形 气动力 模型变形测量 CFD
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2 m高速自由射流风洞流场前馈-反馈复合控制方法研究与应用
3
作者 刘为杰 凌忠伟 +2 位作者 田嘉懿 黄昊宇 秦建华 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第3期574-581,共8页
2 m高速自由射流风洞是我国首座马赫数涵盖亚跨超的大型开口式射流风洞。该风洞在流场控制上存在2个难点:(1)风洞流场本身具有大滞后性和强非线性特点,增大了流场控制难度;(2)风洞运行过程中流场会受到强烈的、持续性的干扰,要求控制系... 2 m高速自由射流风洞是我国首座马赫数涵盖亚跨超的大型开口式射流风洞。该风洞在流场控制上存在2个难点:(1)风洞流场本身具有大滞后性和强非线性特点,增大了流场控制难度;(2)风洞运行过程中流场会受到强烈的、持续性的干扰,要求控制系统具有快速的抗干扰能力。针对上述问题,基于流量守恒原理建立了调压阀开度关于气源压力、总压、马赫数的多变量阀门特性函数,在此基础上形成前馈控制率,结合变增益比例积分(proportional integral, PI)控制,构成了流场前馈-反馈复合控制策略,成功解决了在多种外部干扰存在的情况下风洞流场高精度控制难题,同时实现了该风洞超声速连续变马赫数等独特的流场控制需求。 展开更多
关键词 前馈-反馈复合控制 流场控制 阀门特性 流量守恒 建模 超声速连续变马赫数
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波浪条件下地效翼型气动力的环量控制研究 被引量：6
4
作者 刘浩 孙建红 +3 位作者 孙智 陶洋 王德臣 刘光远 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期1101-1110,共10页
波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控... 波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控制翼型气动力影响规律.计算结果表明:波浪海面地效下,翼型升力系数随波浪周期性变化,波浪的波高较高、波长较短,翼型攻角较大时升力系数波动的幅度较大;通过与波浪相对运动相同周期的吹气环量控制方法,可以有效地控制波浪海况下翼型升力系数的波动,增强地效飞行器的稳定性与安全性. 展开更多
关键词 地面效应 波浪海面 气动特性 环量控制 吹气动量系数
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稳/动态指数比例可调型畸变发生器设计方法及其气动性能研究
5
作者 周游天 苏诗佳 +1 位作者 王英豪 李军 《推进技术》 北大核心 2025年第5期81-91,共11页
针对我国现行军用航空发动机稳定性评定标准GJB/Z 64A-2004中,所使用的移动插板畸变发生器只能控制综合畸变指数而无法控制综合畸变指数中的稳/动态畸变指数比例的问题,本文在现有移动插板畸变发生器的基础上,提出一种稳/动态畸变指数... 针对我国现行军用航空发动机稳定性评定标准GJB/Z 64A-2004中,所使用的移动插板畸变发生器只能控制综合畸变指数而无法控制综合畸变指数中的稳/动态畸变指数比例的问题,本文在现有移动插板畸变发生器的基础上,提出一种稳/动态畸变指数比例可调控的畸变发生器设计方案。结果表明,开孔式插板畸变发生器能够有效减少插板畸变流场中的压力脉动,稳/动态畸变指数比例平均增加了21.8%,串联疏密网型畸变发生器后稳/动态畸变指数比例平均减少了15.5%,所设计的新型畸变发生器能在保持原本移动插板畸变流场特征基本不变的前提下,实现对动态畸变指数的调控,稳/动态畸变指数比例调控范围可以达到1.1~1.8。 展开更多
关键词 航空发动机 进气畸变 畸变发生器 畸变指数 DES模拟 发动机稳定性评定
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面向民机标模的宽域高雷诺数小样本气动建模方法研究 被引量：1
6
作者 宁晨伽 吴继飞 +1 位作者 李国帅 张伟伟 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期60-76,I0001,34,共19页
目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚... 目前飞行雷诺数下复杂工况地面试验需要的运行成本极高,高雷诺数流态下的试验数据少而稀,变雷诺数气动力精确模化存在严重的数据不均衡和小样本问题,因此,气动仿真精度亟待提升。为解决变雷诺数气动力获取成本与模型精度之间的矛盾,聚焦后续飞行器设计的降本增效,以CHN-T1运输机标模为研究对象,通过数据融合和信息迁移两大策略,降低了预测模型对高雷诺数样本的依赖,实现了宽域高雷诺数小样本气动特性的快速预测。本研究利用覆盖亚跨声速、百万至千万量级变雷诺数下的18条气动力曲线构建了宽域变雷诺数气动数据集,设计了涵盖不同速域、雷诺数和马赫数外插等多种复杂度的算例进行分析验证,将仅利用单一来源试验数据构建的模型精度作为基准,对比了不同方法的特点。结果表明,利用10条左右的高精度气动力曲线作为建模数据时,采用基于神经网络的数据融合方法得到的气动预测模型均方根误差可降低50%以上,信息迁移方法得到的气动力预测模均方根误差也可降低至少40%。 展开更多
关键词 变雷诺数气动建模 数据融合 信息迁移 CHN-T1 小样本学习
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轴流压缩机低雷诺数气动性能试验研究
7
作者 雷鹏飞 周恩民 胡运华 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2024年第6期48-55,共8页
基于0.6 m连续式跨声速风洞的低密度环境运行能力,对主压缩机在不同总压下的气动性能进行了试验研究,详细分析了低密度环境下雷诺数对轴流压缩机气动性能的影响规律。试验中压缩机进口总压低至3 kPa左右,研究结果表明:随着雷诺数降低,... 基于0.6 m连续式跨声速风洞的低密度环境运行能力,对主压缩机在不同总压下的气动性能进行了试验研究,详细分析了低密度环境下雷诺数对轴流压缩机气动性能的影响规律。试验中压缩机进口总压低至3 kPa左右,研究结果表明:随着雷诺数降低,压缩机增压能力和等熵效率均大幅下降,而喘振裕度受雷诺数的影响较小,负压工况轴系机械损失逐渐成为压缩机主要损失,对压缩机效率的影响较大。通过对试验数据的拟合得到了压缩机效率和压比随雷诺数变化的经验公式,可为轴流压缩机低雷诺数工况下的气动设计及数值方法研究提供数据支撑。 展开更多
关键词 轴流压缩机 雷诺数效应 喘振裕度 气动性能 试验
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基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术研究
8
作者 杨乐杰 吴继飞 +3 位作者 李国帅 黄辉 陈华伟 李达 《宇航学报》 北大核心 2025年第6期1102-1110,共9页
发展高效、准确的转捩测量技术对于提升飞行器性能具有重要意义。针对当前国内低温风洞温敏涂料(TSP)转捩测量变来流总温方式试验成本高、测量误差大、连续测量能力低等问题,建立了一种基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术。通过优选... 发展高效、准确的转捩测量技术对于提升飞行器性能具有重要意义。针对当前国内低温风洞温敏涂料(TSP)转捩测量变来流总温方式试验成本高、测量误差大、连续测量能力低等问题,建立了一种基于电加热涂层的低温TSP转捩测量技术。通过优选改进电加热涂层基体材料、设计布置功能层、控制TSP涂层荧光探针配位模式及配体能级分布,解决了电加热涂层与TSP涂层耐低温及两者相容性的问题,并开展了地面性能测试及低温风洞验证。地面低温试验箱结果表明:110~323 K宽温域环境下,电加热涂层表面无开裂;样件通电后温升10℃时间小于3 s,温升效率较好。低温风洞验证结果表明:电加热方式与变来流总温方式获得的转捩位置具有良好的一致性,差异在0.5%之内;与传统变来流总温方式相比,电加热方式单个试验状态获取清晰转捩图像时间从30 s减少到了5 s以内,极大地缩短了试验周期、降低了成本。 展开更多
关键词 转捩测量 电加热涂层 温敏涂料 低温风洞试验
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暂冲式高速风洞中大口径蝶阀的设计与应用
9
作者 余鑫 师建元 +1 位作者 郑晓东 杨可朋 《兵工自动化》 北大核心 2025年第5期23-27,共5页
针对2 m量级大型暂冲式风洞中大口径蝶阀存在的问题,提出对DN2500液动蝶阀进行优化设计。通过有限元软件对新设计蝶阀进行应力集中及模态分析。结果表明:在极限工况下危险截面的应力值满足设计要求,振动特性好;工程应用证明,该蝶阀密封... 针对2 m量级大型暂冲式风洞中大口径蝶阀存在的问题,提出对DN2500液动蝶阀进行优化设计。通过有限元软件对新设计蝶阀进行应力集中及模态分析。结果表明:在极限工况下危险截面的应力值满足设计要求,振动特性好;工程应用证明,该蝶阀密封可靠,堵塞度小,故障率低,能保证长期有效运行。 展开更多
关键词 暂冲式高速风洞 大口径 蝶阀 设计与应用
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CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究 被引量：15
10
作者 李强 刘大伟 +1 位作者 许新 陈德华 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期337-344,共8页
大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声... 大飞机标模可用来校验风洞流场品质,检验和提高大型飞机风洞试验数据质量,标模的外形特点及其气动特性能否反应现代大飞机设计特点尤为重要。气动中心前期已完成了一套大展弦比飞机标模CHN-T1的设计研制,为了验证设计结果,在2.4米跨声速风洞中进行了一期验证试验,试验Ma数范围0.40～0.90,模型名义迎角-6°～15°,侧滑角-3°～12°,雷诺数Re=(3.3～7.5)×10~6。试验内容包括纵横航向基本特性试验、重复性精度试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、流谱观察试验和变形测量试验。结果表明,该飞机外形具有良好的升阻特性,符合现代大展弦比飞机的典型气动特征,可用于2.4m跨声速风洞大型飞机标模试验数据体系建设。 展开更多
关键词 大展弦比 标模 风洞试验 高速风洞 气动特性
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自然层流机翼气动外形优化研究 被引量：13
11
作者 马晓永 张彦军 +2 位作者 段卓毅 郭洪涛 李权 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第6期812-817,共6页
层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class fu... 层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class function/Shape function Transformation,CST)和非均匀有理B样条(Non-Uniform Rational B-Spline,NURBS)方法,对某自然层流机翼进行了多点优化设计,设计点为:C_L=0.45(M:0.735,0.755,0.765,0.775),C_L=0.50(M:0.755),约束条件为:升力、俯仰力矩和翼型20%、80%及最大厚度不得低于初值。优化结果表明:虽然CST方法在翼型描述上具有先天优势,NURBS方法更多用于三维曲面,而对于文中自然层流机翼算例,NURBS的优化效果更好;在C_L=0.45(M:0.755)状态下,优化后上翼面转捩位置明显后移,层流区域变广,总阻力减小了4.5%;采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率,具有较强的工程实用能力。 展开更多
关键词 自然层流机翼 气动外形优化 TRANAIR 参数化方法 数值模拟
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高速风洞连续变速压颤振试验技术研究 被引量：7
12
作者 郭洪涛 闫昱 +2 位作者 余立 吕彬彬 杜宁 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第5期72-77,共6页
针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定Ma数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体... 针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定Ma数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体技术措施是:在2.4m×2.4m暂冲式跨声速风洞中设计了基于运动函数的定Ma数线性变总压控制策略,使Ma数控制精度达到了0.005以内且速压无超调,实现了流场控制目标;采用PickHold方法构建颤振边界的亚临界预测判据,并根据预测判据近似于正态分布的特点,基于数理统计的参数估计法来减小预测判据的散布度,从而提高颤振边界亚临界预测的准确性。风洞验证试验结果表明,该试验技术达到了工程实用化水平,不仅能够取得与阶梯变速压颤振试验技术一致的结果,还能极大地节省耗气量,经济效益显著。 展开更多
关键词 颤振 气动弹性 风洞试验 试验技术 流场控制
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曲面形栅格翼气动特性研究 被引量：7
13
作者 李永红 黄勇 +1 位作者 陈建中 苏继川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第4期536-540,共5页
与常规栅格翼布局相比,曲面形栅格翼布局减小了栅格翼翼元的等固壁通道的长度,从而有效降低了翼元内气流的壅塞,另外,这种栅格翼布局结构简单,易于折叠,减小了飞行器的轮廓尺寸,具有很好的工程应用前景。本文通过数值模拟方法,在亚、跨... 与常规栅格翼布局相比,曲面形栅格翼布局减小了栅格翼翼元的等固壁通道的长度,从而有效降低了翼元内气流的壅塞,另外,这种栅格翼布局结构简单,易于折叠,减小了飞行器的轮廓尺寸,具有很好的工程应用前景。本文通过数值模拟方法,在亚、跨、超声速条件下,研究了曲面形栅格翼布局的减阻效果和减阻机理,对比了曲面形栅格翼和常规后掠形栅格翼布局的减阻效果,并对不同迎风方式的曲面形栅格翼气动特性进行了分析。 展开更多
关键词 栅格翼 曲面形 后掠形 减阻效果 数值模拟
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高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究 被引量：5
14
作者 李强 刘大伟 +2 位作者 许新 陈德华 魏志 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第1期68-74,共7页
分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过... 分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma>0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。 展开更多
关键词 高速风洞 风洞试验 计算流体力学 支撑干扰 大型飞机 二次干扰
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一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究 被引量：5
15
作者 李乾 赵忠良 +4 位作者 叶友达 陶洋 马上 李玉平 王晓冰 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第4期504-509,共6页
临近空间飞行器典型气动布局给其气动特性尤其是飞行稳定性带来诸多问题,危及飞行安全。为此,针对类HTV-2飞行器布局方案,开展了高超声速飞行时的气动特性研究。通过数值计算和试验结果的对比可见,两者具有较好的一致性,同时看出飞行器... 临近空间飞行器典型气动布局给其气动特性尤其是飞行稳定性带来诸多问题,危及飞行安全。为此,针对类HTV-2飞行器布局方案,开展了高超声速飞行时的气动特性研究。通过数值计算和试验结果的对比可见,两者具有较好的一致性,同时看出飞行器具有较高的升阻比,纵横向为静态稳定,并且给出了气动特性在不同飞行速度和高度条件下的变化规律;飞行器单自由度运动具有动态稳定性特性,但是通过风洞试验进行的两自由度耦合运动动态特性试验可以看出,在强迫俯仰运动下滚转出现振荡运动。 展开更多
关键词 临近空间 高超声速 升阻比 稳定性
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先进战斗机武器内埋发展趋势与关键气动问题 被引量：5
16
作者 金鑫 杨党国 +3 位作者 蔡广平 吴继飞 徐来武 刘付生 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第3期152-159,I0003,共9页
紧盯未来先进战斗机研制需求和发展趋势,详细分析了武器内埋技术在提高飞机战技指标和综合性能方面的优势,并介绍了国内外在先进战斗机武器内埋技术方面研究的基本情况和遇到的一些具体问题,归纳总结了内埋武器舱空腔复杂流动机理、流... 紧盯未来先进战斗机研制需求和发展趋势,详细分析了武器内埋技术在提高飞机战技指标和综合性能方面的优势,并介绍了国内外在先进战斗机武器内埋技术方面研究的基本情况和遇到的一些具体问题,归纳总结了内埋武器舱空腔复杂流动机理、流声振多场耦合问题研究的现状和关键技术难点;从内埋武器舱系统研制设计要求出发,梳理了先进战斗机内埋武器系统研制面临的关键气动问题和空腔类构型流致振动与噪声问题的主要特征,着重分析了内埋武器舱复杂流动机理、振动与噪声问题、数值仿真方法、风洞测试技术和流固声多场耦合控制技术难点,指出了下一步需要突破的关键技术难点和研究重点,为准确把握先进战斗机内埋武器系统关键气动问题和开展相关问题研究提供借鉴和指导。 展开更多
关键词 战斗机 内埋武器舱 空腔 气动性能 振动与噪声
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2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究 被引量：3
17
作者 陈建中 赵忠良 +3 位作者 范长海 李玉平 谭显慧 王晓冰 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第5期598-605,共8页
为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞（FL-26和FL-28）建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通... 为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞（FL-26和FL-28）建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4-4.25,迎角α=-35°-35°,侧滑角β=-15°-15°,传动机构法向承载载荷≤10 000N。SDM标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。 展开更多
关键词 高速风洞 试验技术 风洞试验 动导数试验
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激波针气动特性及外形参数优化研究 被引量：4
18
作者 李永红 高川 唐新武 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期1415-1420,共6页
采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速... 采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速钝体阻力的有效方法,但在超声速,特别是一些巡航速度不高(马赫数Ma=1.5左右)的导弹中,为满足射程等相关要求,对激波针减阻的使用价值还有待进行验证。为了研究激波针在Ma=1.5条件下对轴对称钝锥外形气动特性的影响,通过数值模拟方法对比了不同形状激波针在Ma=1.5条件下的减阻效果,分析了减阻机理及外形参数影响;通过基于Kriging和遗传算法相结合的优化方法对主要外形参数进行了优化设计,给出了减阻效果较好的激波针外形参数选取范围,对工程应用具有一定的借鉴意义。 展开更多
关键词 兵器科学与技术 激波针 阻力特性 激波 KRIGING模型 优化
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窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究 被引量：3
19
作者 达兴亚 周为群 +1 位作者 赵忠良 陶洋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期154-158,共5页
利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法... 利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。 展开更多
关键词 窄条翼导弹 摇滚 极限环 动稳定性 转动惯量
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高速风洞中条带悬挂支撑干扰研究 被引量：4
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作者 李强 刘大伟 陈德华 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2017年第1期100-108,共9页
以Ty-154标模为研究对象,分别对其有、无假条带干扰进行试验,获得了条带支撑干扰量。采用嵌套网格方法,数值模拟了条带对Ty-154标模的干扰作用。结合试验与数值结果,分析了支撑干扰产生的机理,探讨了条带支撑对模型局部细节的一些破坏... 以Ty-154标模为研究对象,分别对其有、无假条带干扰进行试验,获得了条带支撑干扰量。采用嵌套网格方法,数值模拟了条带对Ty-154标模的干扰作用。结合试验与数值结果,分析了支撑干扰产生的机理,探讨了条带支撑对模型局部细节的一些破坏可能产生的影响,并与尾、腹支撑干扰特点进行了对比。数值模拟与试验结果吻合较好,研究方法可靠性高。结果表明:条带支撑对CL干扰很小,使得CD增大约0.0005,并产生一个较小的抬头力矩干扰,较尾、腹支撑优势明显;Ma>0.9时,条带干扰量增大,干扰规律不定;动带机身开槽及定带转轴对试验结果影响都很小。 展开更多
关键词 条带支撑 支撑干扰 风洞试验 计算流体力学 嵌套网格
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