压力敏感涂料测量技术在掠型叶栅表面测压中的应用

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作者 高丽敏 雷祥福 +3 位作者 杨冠华 孙大坤 常龙睿 高天宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期210-221,共12页

为了获得某掠型叶片吸力面压力分布,对一稠度为1.53,掠角为10.7°的掠叶栅进行了光路布局以及压力敏感涂料(PSP)压力测量,利用图像处理和三维重构算法得到了可读性高、便于数据提取的三维叶片吸力面压力分布,并和测压孔测量结果进... 为了获得某掠型叶片吸力面压力分布,对一稠度为1.53,掠角为10.7°的掠叶栅进行了光路布局以及压力敏感涂料(PSP)压力测量,利用图像处理和三维重构算法得到了可读性高、便于数据提取的三维叶片吸力面压力分布,并和测压孔测量结果进行了对比。结果表明:利用自主发展的光路布局方法,有效解决了叶片表面光照辐照度不均匀、拍摄视角受限的问题;得到了高信噪比的原始压敏图像以及宽范围多工况的掠叶栅吸力面全域压力分布。与测压孔测量相比,PSP测量误差在5%以内,并且PSP测量结果还捕捉到了峰值等熵马赫数位置沿弦向的迁移以及叶片尾缘的气流分离现象。对不同攻角和来流马赫数下的掠型叶片吸力面压力分布进行分析:掠型叶片在零攻角和正攻角下存在明显的径向压力梯度,促使后掠型叶片气流向前掠迁移,增加了前掠下流低能流体的能量,使得前掠更有利于延迟角区分离,后掠则更容易发生角区分离;掠型叶片在低来流马赫数下展向压力对称性良好,掠设计的影响不显著,高来流马赫数则放大了前后掠对角区分离控制效果的不同。相比传统测压孔有限的压力分辨率,PSP测量可为掠型叶片设计和流动机理分析提供丰富可靠的压力实验数据。 展开更多

关键词 压力敏感涂料 光路布局 掠型叶片 压力测量 角区分离 掠角

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不同条件下平面叶栅风洞流场品质的实验研究 被引量：14

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作者 蔡明 高丽敏 +3 位作者 刘哲 程昊 王浩浩 郭彦超 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第5期1162-1170,共9页

为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以典型高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,试验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅试验件后来流马赫数、来流攻角、以及叶片数对叶栅进口准确性、均匀性以及出口周期性的影... 为了全面认识亚声速平面叶栅风洞的流场品质及其影响因素,以典型高亚声速平面叶栅风洞为研究对象,试验测量并分析了空风洞的来流品质以及安装叶栅试验件后来流马赫数、来流攻角、以及叶片数对叶栅进口准确性、均匀性以及出口周期性的影响。研究结果表明:空风洞内主流区域宽广且基本均匀,来流马赫数偏差不超过±0.005,来流气流角偏差不超过±1°;加装叶栅试验件后叶栅风洞周向流场分布表现出不对称,靠近可移动上侧壁的三个通道的来流均匀性和准确性普遍较差,叶栅中间和偏向可移动下侧壁的通道进口均匀性和准确性较好;来流攻角对叶栅进口流场品质的影响比马赫数更明显,在负攻角和较小的正攻角下,叶栅进口流场品质较好;在较大的正攻角下,叶栅进口均匀性和准确性明显下降;叶栅进口均匀性直接影响了通道内以及叶栅出口的周期性。 展开更多

关键词 平面叶栅风洞 流场品质 准确性 均匀性 周期性 攻角

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NPU-WA系列风力机翼型设计与风洞实验 被引量：24

3

作者 乔志德 宋文萍 高永卫 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期260-265,共6页

针对兆瓦级大型风力机,研究发展了以具有更优良高雷诺数和高升力气动性能为特点的NPU-WA翼型族,风洞实验表明,该翼型族达到了在高雷诺数、高升力条件下实现高升阻比和外侧翼型对粗糙度不敏感的主要设计要求,为我国自主研发大型风力机提... 针对兆瓦级大型风力机,研究发展了以具有更优良高雷诺数和高升力气动性能为特点的NPU-WA翼型族,风洞实验表明,该翼型族达到了在高雷诺数、高升力条件下实现高升阻比和外侧翼型对粗糙度不敏感的主要设计要求,为我国自主研发大型风力机提供了可以实际使用的翼型几何数据和雷诺数范围内1.0×106～5.0×106的风洞实验数据。 展开更多

关键词 NPU—WA翼型族 翼型设计 风洞实验

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高亚声速下附面层抽吸控制压气机叶栅流动分离的研究 被引量：7

4

作者 高丽敏 郭彦超 +1 位作者 李瑞宇 刘锬韬 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期138-147,共10页

为研究高亚声速下附面层抽吸参数对流动分离控制的效果和机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,通过数值方法研究了抽吸布局和抽吸流量对叶栅内部流动分离控制效果的影响。结果表明,附面层抽吸能够显著改善叶栅内部流动,降低因附面层分离和... 为研究高亚声速下附面层抽吸参数对流动分离控制的效果和机理,以高负荷扩压叶栅为研究对象,通过数值方法研究了抽吸布局和抽吸流量对叶栅内部流动分离控制效果的影响。结果表明,附面层抽吸能够显著改善叶栅内部流动,降低因附面层分离和端区角区分离、相互掺混造成的流动损失;高亚声速下附面层抽吸的最佳位置在附面层充分发展区域而非分离起始点附近;1.32%抽吸流量下,在叶片吸力面距离尾缘34%弦长处进行附面层抽吸的效果最佳,叶栅总损失降低54.03%;各抽吸槽因抽吸强度的降低使组合抽吸对于进一步改善流动效果并不明显;抽吸流量与抽吸效果呈正相关的关系,但是高亚声速下通过附面层抽吸无法完全消除高负荷叶栅内部角区分离。 展开更多

关键词 高负荷叶栅 附面层抽吸 高亚声速 流动分离 压气机叶栅

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高负荷扩压叶栅吹风试验流场二维性控制技术研究 被引量：2

5

作者 高丽敏 刘哲 +1 位作者 蔡明 黎浩学 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第2期13-21,共9页

平面叶栅风洞侧壁附面层引起流道收缩,破坏叶栅流场二维性,扩压叶栅逆压梯度会加剧收缩,且随负荷增加越发显著。针对某高负荷扩压叶栅,研究了影响叶栅吹风试验二维性的因素及不同轴向位置端壁抽吸的改善效果并探索了分布式抽吸。结果表... 平面叶栅风洞侧壁附面层引起流道收缩,破坏叶栅流场二维性,扩压叶栅逆压梯度会加剧收缩,且随负荷增加越发显著。针对某高负荷扩压叶栅,研究了影响叶栅吹风试验二维性的因素及不同轴向位置端壁抽吸的改善效果并探索了分布式抽吸。结果表明:常规试验叶栅端壁附面层发展会挤压主流,使其加速,扩压性下降,造成流场失真,总压损失偏差最小达23%。前部、中部抽吸可整体控制叶栅二维性,但展向二维区较窄;尾部抽吸出口展向二维区较宽,但仅局部改善近尾缘处二维性。前部抽吸在全攻角下控制良好,中部抽吸的负攻角特性较好,尾部抽吸流量则随攻角呈线性变化。分布式抽吸能整体控制二维性同时拓宽展向二维区,值得探索与应用。 展开更多

关键词 高负荷扩压叶栅 吹风试验 二维性 端壁抽吸 控制技术

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基于抽吸的亚声速平面叶栅风洞流场品质控制研究 被引量：9

6

作者 蔡明 高丽敏 +3 位作者 刘哲 程昊 刘波 黎浩学 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1985-1992,共8页

为提升平面叶栅风洞流场品质,获取高质量、低不确定性的试验结果,设计了位于试验段上侧壁不同位置处的两种抽吸方案,采用数值模拟方法研究了抽吸槽位置以及抽吸流量对平面叶栅风洞流场品质的控制效果。研究结果表明:在试验段上侧壁进行... 为提升平面叶栅风洞流场品质,获取高质量、低不确定性的试验结果,设计了位于试验段上侧壁不同位置处的两种抽吸方案,采用数值模拟方法研究了抽吸槽位置以及抽吸流量对平面叶栅风洞流场品质的控制效果。研究结果表明:在试验段上侧壁进行抽吸能够提升靠近上侧壁的三个叶栅通道的均匀性和周期性,使进口马赫数偏差<0.01,进气角偏差<0.5°;在可移动上侧壁和叶栅首叶片之间进行抽吸(Cavity A)对叶栅进口均匀性提升较大,但对出口周期性提升很小;在叶栅首叶片吸力面中后部进行抽吸(Cavity B)能够同时提升进口均匀性和出口周期性;Cavity A抽吸方案比Cavity B具有更好的工程应用性,但临界抽吸流量增加了两倍。 展开更多

关键词 叶轮机械 平面叶栅 风洞 流场 抽吸 数值模拟

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亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验 被引量：3

7

作者 蔡明 高丽敏 +2 位作者 刘哲 黎浩学 陈顺 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第2期36-42,共7页

为了对比某压气机原始叶型及其改型后的短弦叶型的气动性能,基于某高亚声速叶栅风洞对原型和改型叶型开展了平面叶栅吹风试验。试验前对不带叶栅和带叶栅试验件下试验段进口均匀性和出口周期性进行检查,确定满足试验要求的测量通道。通... 为了对比某压气机原始叶型及其改型后的短弦叶型的气动性能,基于某高亚声速叶栅风洞对原型和改型叶型开展了平面叶栅吹风试验。试验前对不带叶栅和带叶栅试验件下试验段进口均匀性和出口周期性进行检查,确定满足试验要求的测量通道。通过吹风试验测量并分析原型叶栅和改型叶栅的出口总压、出口气流角以及叶片表面等熵马赫数分布。结果表明:相对于原始叶型,弦长缩短后叶型吸力面型线曲率变化增大,峰值马赫数后的气流逆压梯度较大,因此附面层内的气流分离损失更大;设计马赫数0.6时,短弦叶栅的低损失攻角范围比原型叶栅减小了约3°,改型叶栅和原型叶栅均表现出较好的负攻角特性;设计攻角下(i=0°),进口马赫数从0.4增大至0.7时,两套叶栅出口尾迹的深度逐渐增大,但尾迹宽度基本不变;达到或者超过临界马赫数0.8之后,原型和改型叶栅的尾迹宽度和深度均显著增大。 展开更多

关键词 平面叶栅试验 压气机叶栅 流场品质 气动性能 尾迹 攻角特性

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翼型研究的历史、现状与未来发展 被引量：23

8

作者 韩忠华 高正红 +1 位作者 宋文萍 夏露 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期1-36,I0004,I0001,共38页

“翼型”俗称翼剖面或叶剖面,是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的“基因”,也是影响综合气动性能的核心因素之一。自20世纪初莱特兄弟发明人类第一架飞机以来,翼型研究的每... “翼型”俗称翼剖面或叶剖面,是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的“基因”,也是影响综合气动性能的核心因素之一。自20世纪初莱特兄弟发明人类第一架飞机以来,翼型研究的每一次重要突破,都有力促进了航空飞行器的更新换代或性能的大幅提升。除了发展RAE、DVL、NACA、TsAGI等通用翼型族外,研究者们还针对性地发展了适用于各类飞机的翼型族,以及适用于直升机旋翼、螺旋桨和风力机叶片的专用翼型族。进入21世纪,随着现代数值模拟方法、流动稳定性与转捩预测、优化设计、试验测试技术等研究的进步,各种新的设计理念、优化方法和设计技术相继被提出,翼型研究也被赋予了新的使命和内容。本文立足飞行器设计和翼型研究的前沿,在回顾100多年来翼型发展历程的基础上,重点综述了翼型研究的最新进展,分析了研究现状,提出了未来发展方向。新一代翼型将适用于未来飞行器的发展需求,在宽速域、大空域、多物理场及智能变体等复杂使用条件下兼具优良的多学科综合性能。 展开更多

关键词 翼型 气动设计 飞机设计 优化设计 空气动力学

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基于响应面方法的风力机叶片多目标优化设计研究 被引量：10

9

作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 宋文萍 高永卫 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第3期405-410,共6页

运用基于响应面方法的优化设计技术,于径向使用NPU-WA-风力机专用翼型族的某1.5MW水平轴风力机叶片的多目标、多约束优化设计研究中。风力机气动性能使用基于叶素-动量理论的风力机性能分析和设计软件PROPID51。设计变量为叶片径向外形... 运用基于响应面方法的优化设计技术,于径向使用NPU-WA-风力机专用翼型族的某1.5MW水平轴风力机叶片的多目标、多约束优化设计研究中。风力机气动性能使用基于叶素-动量理论的风力机性能分析和设计软件PROPID51。设计变量为叶片径向外形参数,包括弦长和扭转角分布,但是相对厚度保持不变;设计目标为年发电量和功率系数的最大化;在多目标优化中,使用"统一目标函数"法将多个设计目标函数通过加权求和统一到一个目标函数中。为减小计算量,响应面模型使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型;构建模型中试验点的选择满足D-优化准则。以某1.5MW变速变矩型风力机叶片为例,进行了优化设计研究。叶片径向使用西北工业大学翼型研究中心设计的NPU-WA-风力机专用翼型族,使用CFD计算的气动性能数据作为输入进行了设计,分析了目标函数的权值分配对设计结果的影响;使用风洞测量自由转捩的气动性能数据进行了设计并分析了表面光滑条件对气动性能的影响。 展开更多

关键词 水平轴风力机 响应面方法 优化设计 多目标 NPU-WA翼型族

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高升阻比自然层流翼型多点/多目标优化设计 被引量：12

10

作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2011年第3期330-335,共6页

研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面... 研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数,使进行更多设计变量和多点设计成为可能。试验点的选择满足D-优化准则。研究了设计点及目标函数的选择,进行了单点/单目标及多点/多目标的设计,结果表明:多点/多目标设计可以很好的改善单点设计中非设计点性能变差的缺点,设计结果有工程实用价值。 展开更多

关键词 高升阻比 自然层流翼型 多目标设计 优化设计 响应面方法

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基于响应面法的低速翼型气动优化设计 被引量：9

11

作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第4期430-435,共6页

响应面方法相较于其它直接优化方法有其高效、实用的优势,此前的研究更多地将响应面方法用于超音速和跨音速翼型的减阻优化设计中。本文将此方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于RANS(Reynolds-Aver-aged Navier-Stokes)方程和自由... 响应面方法相较于其它直接优化方法有其高效、实用的优势,此前的研究更多地将响应面方法用于超音速和跨音速翼型的减阻优化设计中。本文将此方法应用于低速翼型优化设计中,进行了基于RANS(Reynolds-Aver-aged Navier-Stokes)方程和自由转捩预测耦合求解的低速翼型气动优化设计。通过计算附面层方程得到附面层参数并用en方法计算转捩位置,并考虑了T-S波和层流分离造成的转捩。RANS方程计算中,使用了转捩过渡区模型,以保证附面层外边界压力分布的精度。RANS方程和转捩预测迭代进行至转捩位置收敛。在响应面模型计算中,使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型,减少了构造模型所需的计算量;合理的选择设计空间保证了构造的响应面模型具有较高的精度。使用三个设计点的多目标优化设计,保证了设计的合理性。通过对NACA64(1)-112翼型优化计算结果表明,本文的方法可以有效地进行低速翼型的气动优化,各设计点上转捩位置也得到了改善,有较好的工程实用前景。 展开更多

关键词 响应面方法 RANS方程 转捩预测 低速翼型 优化设计

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面向高超声速飞行器的宽速域翼型优化设计 被引量：7

12

作者 张阳 韩忠华 +3 位作者 周正 汤继斌 张科施 宋文萍 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期111-127,I0002,共18页

宽速域气动设计是水平起降高超声速飞行器研制的瓶颈问题之一。水平起降高超声速飞行器在飞行过程中需要经历亚、跨、超和高超声速多个速域,而适应不同速域的最佳气动外形相互矛盾,使得实现良好的宽速域气动设计面临极大挑战。首先,针... 宽速域气动设计是水平起降高超声速飞行器研制的瓶颈问题之一。水平起降高超声速飞行器在飞行过程中需要经历亚、跨、超和高超声速多个速域,而适应不同速域的最佳气动外形相互矛盾,使得实现良好的宽速域气动设计面临极大挑战。首先,针对高超声速飞行器宽速域翼型气动设计问题,发展了基于代理模型的高效全局气动优化设计方法,并设计出一种相对厚度为4%、有一定弯度、下表面具有双“S”形特征的宽速域翼型。将新翼型与常规四边形和双弧形翼型进行了气动特性对比,并进行了流动机理分析,结果表明新翼型的宽速域综合气动特性显著优于常规翼型,从而证明发展兼顾亚、跨、超和高超声速气动性能的宽速域翼型是可行的。其次,开展了宽速域翼型的多目标优化设计,通过分析Pareto解集中翼型的宽速域气动性能随几何外形变化的演化规律,进一步解释了有一定弯度、下表面呈双“S”形的薄翼型能够协调亚、跨、超声速与高超声速气动性能的原理。最后,采用平面外形为梯形的机翼,进行了三维机翼构型下的宽速域翼型多目标优化设计。三维优化设计结果与二维结果具有相似的几何特征和压力分布,说明这种通过下表面双“S”形小弯度薄翼型来兼顾亚、跨、超和高超声速气动性能的宽速域流动机理同样适用于三维情况,也证实了翼型设计对于宽速域高超声速飞行器仍然具有重要意义。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 宽速域气动设计 翼型 气动优化设计 多目标优化

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真实运行状态下叶顶间隙尺寸波动对跨声速转子气动性能的影响研究 被引量：11

13

作者 马驰 高丽敏 +1 位作者 李瑞宇 李杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第9期1958-1966,共9页

为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响,对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析,获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor... 为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响,对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析,获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor 37为研究对象,采用非嵌入式混沌多项式不确定性量化方法,对100%转速下近失速和峰值效率两个工况施加相同叶顶间隙波动对跨声速转子气动性能的影响进行了不确定性量化分析。结果表明,真实运行状态下叶顶间隙波动对气动性能的总体水平无影响,但会缩小喘振裕度3.75%;近失速工况对叶顶间隙波动更为敏感,各参数的相对波动幅值均较峰值效率工况有所增大,等熵效率受叶顶间隙波动的影响比质量流量和总压比大;近失速工况下叶顶间隙波动在叶高方向上的影响范围和强度均大于峰值效率工况,98%叶高位置处静压系数和总压损失系数最大相对波动幅值分别可达14.84%和5%。峰值效率工况下流场中的不确定性主要由叶顶泄漏流及其与激波相互作用引起;而近失速工况下流场当中的不确定性则是由激波和吸力面分离流动起主要作用。 展开更多

关键词 不确定性量化 跨声速压气机转子 叶顶间隙 气动性能 非嵌入式混沌多项式

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基于迎风格式伴随方程的飞行器边界特性设计方法

14

作者 邓俊 高正红 +2 位作者 黄江涛 赵轲 夏露 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第1期281-292,共12页

飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍... 飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍了离散伴随求解梯度的基本原理,在此基础上推导了伴随方程的无黏项及其边界条件的变分形式,根据通量限制器的处理方式,形成一阶精度、二阶精度和混合精度的伴随方程。对伴随方程的边界处理措施进行了研究。通过ONERA M6机翼梯度精度和鲁棒性验证算例,对比迎风格式和中心格式的伴随方程求解性能,分析限制器和边界处理措施对伴随方程的收敛性和梯度精度的影响。通过CRM翼身组合体巡航气动优化设计和边界特性优化设计算例,验证了求解器对飞行器巡航性能设计和边界特性设计的有效性。计算和设计结果表明,建立的迎风格式伴随方程求解方法鲁棒和梯度精度高,能够适用于飞行器边界特性设计难题的求解。 展开更多

关键词 迎风格式 通量限制器 离散伴随方程 梯度计算 边界特性 气动优化

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水平轴风力机翼型大攻角气动性能计算研究 被引量：4

15

作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期414-418,共5页

耦合RANS和基于线性稳定性分析的eN转捩预测方法,进行风力机翼型的大攻角气动性能计算,以期提供风力机叶片分析/设计中使用翼型的更为准确和完备的气动性能数据。以风力机翼型S809为例,计算了翼型表面从出现分离气泡到大面积分离的情形... 耦合RANS和基于线性稳定性分析的eN转捩预测方法,进行风力机翼型的大攻角气动性能计算,以期提供风力机叶片分析/设计中使用翼型的更为准确和完备的气动性能数据。以风力机翼型S809为例,计算了翼型表面从出现分离气泡到大面积分离的情形,并比较了S-A和B-L两种湍流模型对计算结果的影响。通过对已有经典风力机翼型DU97-W-300和新设计风力机翼型WA21ak5在-180°～180°攻角范围内的气动计算,对计算结果和实验结果以及国外风力机叶片分析/设计中使用的基于Viterna方法由有限攻角范围的气动性能外推到-180°～180°的结果进行比较。结果表明,RANS方程计算气动性能和实验结果吻合较好,为建立风力机翼型气动性能数据库提供了基础。 展开更多

关键词 风力机 翼型 大攻角 Viterna方法 Navier—Stokes方程

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风力机翼型极大迎角风洞直接测力试验技术 被引量：2

16

作者 焦予秦 陈希平 +2 位作者 王龙 高永卫 肖春生 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1911-1916,共6页

在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展风力机翼型极大迎角（±180°）条件下气动力和力矩的直接测量研究。介绍了极大迎角条件翼型测力试验的设备及试验方法。分析试验测试天平量程匹配与常规迎角翼型测力试验时的差异。试... 在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展风力机翼型极大迎角（±180°）条件下气动力和力矩的直接测量研究。介绍了极大迎角条件翼型测力试验的设备及试验方法。分析试验测试天平量程匹配与常规迎角翼型测力试验时的差异。试验结果分析及与风洞测压试验结果的比较表明，在极大迎角条件下，翼型气动力和力矩的直接测量方法能得到与测压方法一致、正确的试验结果；极大迎角条件翼型测力试验时天平的量程应按体轴系各量最大值确定；此条件下测量天平法向力最大值与切向力最大值的比值为常规试验条件下两者比值的2～3倍。 展开更多

关键词 风洞试验 翼型 极大迎角 直接测力

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基于N-S方程和自由转捩预测耦合求解的钝后缘翼型气动性能计算 被引量：3

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作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 能俊涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2011年第5期613-618,共6页

大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RA... 大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和自由转捩预测耦合求解方法,进行了大厚度钝后缘翼型的气动性能计算研究;针对由于钝后缘后的涡脱落而造成的翼型表面压力分布的脉动,发展了有时均效应的转捩模型以考虑这种周期脉动的时均效应,并对传统的耦合求解方法进行了修改。通过对风力机翼型DU97-W-300的钝后缘改形DU97-Flat翼型的气动性能计算,分析了网格数对计算结果和计算效率的影响。并将计算的DU97-W-300翼型的气动性能和实验结果进行了比较,表明通过本文发展的耦合求解方法可以在更少的计算网格时得到比参考文献更吻合风洞实验结果的气动性能,为此类翼型的设计和使用提供数值计算基础。 展开更多

关键词 风力机 翼型 钝后缘 耦合 转捩预测

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多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟 被引量：2

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作者 邓小龙 解亚军 张理想 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2012年第4期161-164,共4页

文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17%的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较。结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略;当攻... 文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17%的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较。结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略;当攻角大于4°时,风洞侧壁边界层对翼型中间剖面的流场影响必须加以控制和修正;并验证了NF-3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型的气动特性。 展开更多

关键词 侧壁边界层 翼型 气动特性 数值模拟

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弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟 被引量：2

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作者 邓小龙 解亚军 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第2期240-244,305,共5页

通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响。结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角α≤13°时的升力和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数... 通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响。结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角α≤13°时的升力和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数和动态平均力矩系数的影响不明显,与静态时的情况基本一致;当迎角α≥14°时,翼型振动的平均升力系数和动态平均力矩系数小于静态时的情况。同一迎角条件下的俯仰振动频率越高时,其动态的平均升力系数和动态平均力矩系数越大,频率较高时的失速迎角相对于频率较低时的情况有所推迟,但相对于静态的失速迎角而言,不同频率下的动态失速迎角均提前。对于沉浮运动而言,动态平均升力系数随振幅和频率的增加而减小,动态失速迎角随振幅和频率的增大而提前。 展开更多

关键词 弹性振动 振幅 频率 平均升力系数 数值模拟

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压电式合成射流致动器的设计与实验研究 被引量：2

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作者 郝礼书 乔志德 《压电与声光》 CSCD 北大核心 2009年第6期836-838,861,共4页

采用两种不同的压电陶瓷片制作了压电振子,基于压电振子设计了不同喷口形式和压电振子布局形式的合成射流致动器。实验中利用热线风速仪对致动器喷口中心的速度进行了测量。结果表明,所设计的合成射流致动器喷口峰值速度达22.55m/s,致... 采用两种不同的压电陶瓷片制作了压电振子,基于压电振子设计了不同喷口形式和压电振子布局形式的合成射流致动器。实验中利用热线风速仪对致动器喷口中心的速度进行了测量。结果表明,所设计的合成射流致动器喷口峰值速度达22.55m/s,致动器典型布局时方形缝倾斜角对喷口峰值速度影响较大,90°法向射流比45°倾斜射流能获得更大的喷口动能,射流法向喷出时致动器典型布局比侧面布局能获得更多的喷口动能。 展开更多

关键词 合成射流 压电振子 致动器

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