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题名飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究
被引量：3
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作者
牛中国
胡秋琦
梁华
刘捷
许相辉
蒋甲利
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机构
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空重点实验室
空军工程大学航空航天工程学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第12期2816-2826,共11页
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文摘
为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×10^6),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。
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关键词
流动控制
等离子体
飞翼
流动分离
风洞试验
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Keywords
Flow control
Plasma
Fly wing
Flow separation
Wind tunnel test
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于DUGKS的槽道湍流大涡模拟研究
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作者
郭琳
沈杰
彭程
郭照立
王连平
牛中国
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机构
南方科技大学力学与航空航天工程系
山东大学机械工程学院
华中科技大学能源与动力工程学院
南方科技大学复杂流动及软物质研究中心
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空重点实验室
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出处
《力学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024年第12期3394-3408,共15页
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基金
国家自然科学基金(U2241269,T2250710183)
广东省湍流基础研究与应用重点实验室项目(2023B1212060001)资助。
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文摘
基于介观数值模拟方法的大涡模拟(large eddy simulation,LES)是研究湍流的重要手段之一.离散统一气体动理学方法(discrete unified gas kinetic scheme,DUGKS)是一种相对较新的介观方法,其作为湍流大涡模拟工具的研究还处于起步阶段.文章通过耦合标准离壁Smagorinsky亚格子应力模型和Musker壁面模型,实现了DUGKS-LES介观大涡模拟方法.推导了在DUGKS中实现大涡模拟所需的有效总应力和修正分布函数非平衡态的关系式;通过壁面函数逆求解壁面剪切应力时,设计了可以保证收敛性的快速牛顿迭代法,并利用逆问题的近似解进一步提高了迭代效率.最后,分别对摩擦雷诺数为180,395和950的槽道湍流进行大涡模拟,并与相关文献中介观大涡模拟方法的结果进行了比较.结果表明,DUGKS-LES方法在准确性上具有优势,以谱方法模拟结果为基准,流向速度、雷诺应力和脉动速度等湍流统计量的均方误差均可以控制在11%以内.在DUGKS框架下,与文献中利用自适应亚格子应力模型相比,文章结合Musker壁面模型的处理方法,可以得到更精确的流向速度和雷诺切应力.
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关键词
离散统一气体动理学方法
大涡模拟
壁面模型
槽道湍流
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Keywords
discrete unified gas kinetic scheme
large eddy simulation
wall model
turbulent channel flow
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分类号
O357.5
[理学—流体力学]
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题名火箭整流罩近壁噪声模化及声振响应分析
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作者
赵天泽
周国成
宁荣辉
董宾
赵小见
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机构
北京理工大学
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空科技重点实验室
中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室
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出处
《航空科学技术》
2025年第1期64-74,共11页
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基金
航空科学基金(20220032072001)
四川省科学基金(2023NSFSC0057)
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文摘
高速气流在运载火箭表面产生的声载荷和结构振动是危害运载火箭结构安全、降低蒙皮结构的可重复使用寿命的关键因素之一。本文以类长征五号B型运载火箭整流罩模型为研究对象,以有限元方法为技术手段,通过波数-频谱模型模拟声载荷的幅值及空间分布特征,研究典型状态下火箭整流罩结构的声振响应特性。研究结果表明,声载荷空间相位变化会影响声振响应幅值,考虑声载荷空间相关性的建模方法明显提高声振响应预测精度。声振响应大小不仅受到声载荷幅值大小的影响,还与声载荷分布宽度有关。基于对空间波数影响结构声振响应的规律的认识,探寻空间波数值与结构模态匹配最优即可通过结构设计实现火箭整流罩的减振降载。考虑声载荷空间相关的声振响应建模分析方法为我国新一代大型运载火箭的结构安全设计和可重复使用设计提供了一种新的研究思路。
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关键词
运载火箭
声振响应
脉动压力
空间相关
振动控制
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Keywords
launch vehicle
vibroacoustic response
fluctuating pressure
spatial correlation
vibration suppression
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分类号
V19
[航空宇航科学与技术—人机与环境工程]
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题名旋翼桨-涡干扰噪声特性风洞试验研究
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作者
刘向楠
刘少腾
周国成
邵天双
陈宝
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机构
中国航空工业空气动力研究院
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空科技重点实验室
中国航空工业空气动力研究院黑龙江省空气动力噪声及其控制重点实验室
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出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2023年第3期84-91,共8页
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文摘
在中国航空工业空气动力研究院FL–10风洞中开展了旋翼桨–涡干扰噪声传播特性试验,对BO–105主旋翼40%缩比模型中等前飞速度爬升、平飞、斜下降状态的气动噪声进行了测量。首先采用Heyson洞壁干扰修正方法确定风洞试验时的旋翼下滑角,通过气流内测量阵列移动获得了桨盘平面下方完整的噪声辐射场,然后对不同飞行状态下的桨–涡干扰噪声传播特性进行了分析,得到了典型状态的声压–时间历程、频谱和声压级云图。结果表明:旋翼斜下降飞行状态出现了明显的桨–涡干扰噪声,干扰较强时桨叶前行侧和后行侧都会产生桨–涡干扰噪声,且其传播具有明显的方向性,即前行侧指向桨盘上游和桨盘下方,后行侧指向桨盘下游。
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关键词
直升机
风洞试验
桨–涡干扰
气动噪声
旋翼
斜下降飞行
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Keywords
helicopter
wind tunnel test
blade–vortex interaction
aerodynamic noise
rotor
descent flight
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分类号
V211.52
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名低速增压风洞三点支撑系统的设计和验证
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作者
曲明
闫永昌
张连河
毛霄
董国庆
贾明明
王晶
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机构
中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空科技重点实验室
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出处
《航空科学技术》
2021年第9期25-30,共6页
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文摘
为提高大展弦比飞机模型和大载荷飞翼类模型风洞试验准度,提高支撑机构纵横向刚度和系统稳定性,有效降低试验模型失速后的抖动和机翼弹性形变,航空工业气动院在FL-9低速增压风洞开展了三点支撑试验系统的研究。以拟进行增压试验的某螺旋桨滑流模型为研究对象,对模型迎角运动机构、风挡逆向运动机构等进行了具体的设计分析及结构优化,按照试验模型姿态角对系统进行了验证。结果表明,该系统角度定位精度高,易于扣除支架干扰,风挡顺气流姿态保持良好,并且具备较高的纵横向刚度,对提高试验精准度有较大帮助。
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关键词
三点支撑
精度
准度
风洞试验
机构设计
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Keywords
three points support
precision
accuracy
wind tunnel test
mechanism design
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分类号
V211.72
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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