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题名基于风洞试验模型的跨声速颤振研究
被引量：5
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作者
侯良学
张戈
刘南
王冬
钱卫
杨希明
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机构
中国航空工业空气动力研究院
高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室
大连理工大学航空航天学院
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出处
《振动与冲击》
EI
CSCD
北大核心
2019年第13期236-241,260,共7页
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文摘
飞行器跨声速工况下颤振边界快速下降,是结构设计和强度校核重点关注的状态之一。目前工程中采用基于偶极子格网法的线性分析手段无法准确预测跨声速颤振边界,风洞试验仍然是研究飞行器跨声速颤振特性的重要手段;以两套颤振试验标准模型为研究对象,在FL-3风洞中开展了风洞跨声速试验研究,采用PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测了模型的跨声速颤振边界,并利用ZAERO和CFD/CSD耦合两种数值计算方法预测了试验模型的颤振边界。结果表明:PEAK-HOLD亚临界响应分析方法预测颤振边界具有较好的趋势性,颤振边界合理可靠;ZAERO线性方法对跨声速颤振边界的预测精度较低,而基于CFD/CSD耦合的非线性方法得到的跨声速颤振边界与试验吻合较好,相互验证了风洞试验和数值计算的可靠性。
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关键词
跨声速颤振
颤振标模
亚临界响应
风洞试验
数值计算
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Keywords
transonic flutter
flutter test standard model
subcritical response
wind tunnel test
numerical computation
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分类号
V215.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名适用于多迎角结冰试验的混合翼型设计
被引量：1
- 2
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作者
于雷
杨龙
朱东宇
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机构
中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2021年第1期66-72,共7页
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基金
国防基础科研计划(JCKY2016205C012)。
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文摘
为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。
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关键词
结冰试验
混合翼型
多段翼
压力系数
N-S方程
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Keywords
icing test
hybrid airfoil
multi-element airfoil
pressure coefficient
Navier-Stokes equations
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分类号
V211.71
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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