考虑转捩影响的风力机翼型气动特性计算研究 被引量：8

1

作者 侯银珠 宋文萍 张坤 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第2期234-237,共4页

基于二维雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，耦合e^N数据库方法进行流动转捩判断，采用SA湍流模型计算了风力机专用翼型DU91-W2—250的气动特性，得到了雷诺数Re=1．0×10^6时，攻角在-11°～12°范围内该翼型的升力和阻... 基于二维雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，耦合e^N数据库方法进行流动转捩判断，采用SA湍流模型计算了风力机专用翼型DU91-W2—250的气动特性，得到了雷诺数Re=1．0×10^6时，攻角在-11°～12°范围内该翼型的升力和阻力特性曲线及压力分布。通过对全湍流计算结果、耦合转捩判断的计算结果及实验数据的对比，表明考虑转捩因素后的计算结果与实验结果吻合更好，说明要准确模拟风力机翼型的绕流，必须考虑转捩影响。 展开更多

关键词 风力机 翼型 RANS方程 eN数据库方法 转捩判断

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基于几何不确定性的翼型多目标稳健优化设计 被引量：12

2

作者 李焦赞 高正红 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第3期611-615,共5页

提出在优化设计进程中引进基于各种不确定性波动的稳健优化设计思想,进行多目标进化优化算法与代理模型技术在稳健优化设计中的应用研究.提供翼型确定性优化和稳健性优化实例,并对结果进行对比,结果表明该稳健优化设计方法可以得到更有... 提出在优化设计进程中引进基于各种不确定性波动的稳健优化设计思想,进行多目标进化优化算法与代理模型技术在稳健优化设计中的应用研究.提供翼型确定性优化和稳健性优化实例,并对结果进行对比,结果表明该稳健优化设计方法可以得到更有实际应用价值的翼型气动外形. 展开更多

关键词 稳健设计 几何不确定性 多目标优化 代理模型 翼型

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弹体脉动压力特征的实验研究 被引量：13

3

作者 王娜 高超 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期30-35,共6页

针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞=0.8、0.84、0.86、0.92、1.0、1.15、2.0、2.5,实验迎角α=-5°、-3°、0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉... 针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞=0.8、0.84、0.86、0.92、1.0、1.15、2.0、2.5,实验迎角α=-5°、-3°、0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉动压力系数、频谱曲线以及相关性系数等实验数据。结果表明:脉动压力系数总体上随马赫数增加而降低。不同马赫数,迎角α=0°的条件下沿轴向各测点压力脉动之间的空间相关性有类似的分布规律,且各测点脉动压力基本互不相关。在实验的迎角下,脉动压力系数在弹体表面曲率变化较小的位置基本上不随来流迎角的改变而变化,膨胀拐角肩部位置的脉动压力系数随着迎角的改变而变化较大。超声速来流的功率谱能量峰值所对应的主频出现明显的低频特征;跨音速来流时特征频率随着马赫数的增加而增大,功率谱能量峰值位于特征频率处。 展开更多

关键词 飞行参数 脉动压力 特征频率 功率谱密度 相关性系数

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乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究 被引量：3

4

作者 肖虹 高超 党云卿 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期34-36,40,共4页

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°-、2°、0°、2°、4°、6°、... 乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°-、2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。 展开更多

关键词 乘波体 气动特性 测压试验 高超声速 激波

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基于阻力分解策略的翼型阻力计算方法研究

5

作者 陈胜杰 宋文萍 张坤 《航空计算技术》 2011年第1期66-69,73,共5页

研究并应用了基于翼型阻力分解策略的中场积分计算阻力的方法。中场积分方法是近年来提出的一种新的计算阻力的方法,方法将流场分为三个不同的区域:波阻区、型阻区、数值耗散区,通过对不同区域进行积分将阻力分解为波阻、型阻、数值耗... 研究并应用了基于翼型阻力分解策略的中场积分计算阻力的方法。中场积分方法是近年来提出的一种新的计算阻力的方法,方法将流场分为三个不同的区域:波阻区、型阻区、数值耗散区,通过对不同区域进行积分将阻力分解为波阻、型阻、数值耗散阻力。计算结果表明中场积分方法与传统的表面积分方法和远场积分方法相比,不仅可以将阻力分解成不同部分以便于进一步分析阻力产生机理,而且在计算中对网格量的要求较低,即使在网格量较小的情况下也能得到较精确的结果。 展开更多

关键词 表面积分 远场积分 中场积分 阻力分解 数值耗散阻力

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e^n方法在无限展长后掠翼边界层转捩判断中的初步应用 被引量：11

6

作者 张坤 宋文萍 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期142-147,共6页

文章利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序、三维层流边界层方程求解程序以及三维线性稳定性方程求解程序进行了中、小后掠无限展长机翼边界层转捩预测的研究。三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序为三维层流边界层求解... 文章利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序、三维层流边界层方程求解程序以及三维线性稳定性方程求解程序进行了中、小后掠无限展长机翼边界层转捩预测的研究。三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序为三维层流边界层求解程序提供层流边界层外边界的流动参数,后者为基于三维线性稳定性理论的en方法提供高精度的边界层速度型,由en方法得到的边界层转捩信息反馈给三维RANS求解程序,上述3种程序的耦合构成了一次对边界层的转捩判断。经过几次上述流程,边界层转捩的位置收敛,将计算得到的转捩位置与实验测得转捩位置进行比较,初步验证了文中方法的可靠性。 展开更多

关键词 NAVIER-STOKES方程 层流边界层 线性稳定性 转捩预测 en方法

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多目标进化算法和代理模型技术在气动稳健优化设计中的应用 被引量：13

7

作者 李焦赞 高正红 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期46-51,共6页

通过与传统优化方法的优缺点对比,提出针对飞行器环境参数存在不确定性影响时的气动稳健优化设计模型,并应用多目标进化算法和代理模型技术对稳健模型进行优化设计研究。提供了翼型稳健性优化实例,通过选择合适的翼型参数化方法和CFD求... 通过与传统优化方法的优缺点对比,提出针对飞行器环境参数存在不确定性影响时的气动稳健优化设计模型,并应用多目标进化算法和代理模型技术对稳健模型进行优化设计研究。提供了翼型稳健性优化实例,通过选择合适的翼型参数化方法和CFD求解程序以及不确定性分析方法,得到了稳健设计结果的Pareto前缘图。从其中选择的设计结果可以看出,稳健设计结果表现出更稳定的特性,证明了稳健设计的优势所在。 展开更多

关键词 多目标进化 代理模型 不确定性 稳健优化设计 翼型

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后掠机翼横流驻波及其谐波研究 被引量：1

8

作者 李悦立 李栋 +1 位作者 杨永 左岁寒 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期25-28,共4页

使用Mack方法求解三维不可压Orr-Sommerfeld方程(忽略曲率影响),得到模型在风洞最佳实验条件下空间最大放大率展向波长为4mm。以此为基础,选择大于此波长的具有代表性的展向扰动波长6mm与7mm,计算了这两个驻波及其谐波空间的放大率。研... 使用Mack方法求解三维不可压Orr-Sommerfeld方程(忽略曲率影响),得到模型在风洞最佳实验条件下空间最大放大率展向波长为4mm。以此为基础,选择大于此波长的具有代表性的展向扰动波长6mm与7mm,计算了这两个驻波及其谐波空间的放大率。研究在整个层流区主导流动的扰动波长及其发展趋势。使用丝网印刷的方式,在后掠机翼前缘添加粗糙带,人工引入6mm与7mm驻波,通过升华法验证了计算与理论分析。 展开更多

关键词 横流驻波 Orr-Sommerfeld方程 展向扰动 谐波 最大放大率波长 丝网印刷 升华法

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提高飞机着陆气动性能的一种新方法探索研究

9

作者 叶坤 叶正寅 屈展 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第6期636-642,770,共7页

提出了一种新型气动技术,其主要原理是:将机翼上表面的一部分翼面设计为活动翼面,当飞机进入降落阶段、迎角较大时,适当抬高该活动翼面,从而在该活动翼面后形成一个台阶,通过台阶中产生的稳定驻涡来控制机翼上表面的流动;与此同时,打开... 提出了一种新型气动技术,其主要原理是:将机翼上表面的一部分翼面设计为活动翼面,当飞机进入降落阶段、迎角较大时,适当抬高该活动翼面,从而在该活动翼面后形成一个台阶,通过台阶中产生的稳定驻涡来控制机翼上表面的流动;与此同时,打开安装在机翼上的Gurney襟翼,可达到同时提高机翼升力和失速迎角的目的。将该技术在DLR-F4上应用,数值模拟结果表明:机翼的最大升力系数提高了17.37%;失速迎角从11°提高到13°,提高了18.18%。本文为提高飞机的着落性能探索出一种具有发展潜力的方法。 展开更多

关键词 增升装置 分离涡 大迎角 流动控制 数值模拟

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SLAU格式在大涡模拟方法中的应用

10

作者 彭程 高超 耿卫民 《航空计算技术》 2012年第4期56-59,62,共5页

采用格心格式的有限体积法求解三维大涡模拟控制方程,成功地将最新改进的SLAU格式推广到大涡数值模拟方法中。SLAU格式的空间重构方式采用五阶WENO格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进。湍流模式为最新提出的基于随机分析的动态亚格子... 采用格心格式的有限体积法求解三维大涡模拟控制方程,成功地将最新改进的SLAU格式推广到大涡数值模拟方法中。SLAU格式的空间重构方式采用五阶WENO格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进。湍流模式为最新提出的基于随机分析的动态亚格子模型。计算了圆柱绕流、NACA4412翼型绕流、NACA0012翼型绕流三个算例,分别从可压缩较大迎角翼型绕流、可压缩跨音速翼型绕流以及不可压缩低马赫数圆柱绕流三个方面验证了将SLAU格式应用到湍流大涡数值模拟计算中的可行性。结果表明,结合SLAU格式的大涡模拟方法可以达到较好的数值模拟效果,同时间接检验了基于随机分析的动态亚格子模型的数值模拟效果。 展开更多

关键词 SLAU格式 大涡模拟 WENO格式 动态亚格子模型 LU.SGS

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基于状态空间法的快速俯仰运动建模研究

11

作者 陈星 高正红 《航空计算技术》 2010年第3期25-28,共4页

通过对过失速机动运动规律和气动力特性进行简要分析,说明了过失速机动气动力建模思路;采用状态空间法建立了快速俯仰运动气动力模型,并对模型的输出方程进行了分析和简化;验证结果表明,气动力模型具有较好的预测结果。

关键词 过失速机动 快速俯仰运动 状态空间法 气动力模型

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