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《空气动力学学报》 CSCD 北大核心

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《空气动力学学报》创刊于1980年，国内外公开发行，内容涉及空气动力学各领域及其相关科学。刊载空气动力学学科的理论、技术、实验、应用研究中的最新成果、最新进展、研究综述，以及与空气动力学相关的飞行力学...查看详情>>
  • 主办单位中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
  • 国际标准连续出版物号0258-1825
  • 国内统一连续出版物号51-1192/TK
  • 出版周期月刊
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上游山脉对风力机尾流和功率影响的模拟研究 被引量：1
1
作者 张子瑜 黄鹏 曹曙阳 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第5期97-109,共13页
更好地了解山地上风力机尾流和功率特性有助于山地风电场的布局设计。本研究采用高精度的大涡模拟(large-eddy simulation, LES)研究了上游山脉对下游山脉顶部风力机的尾流和功率性能的影响。在基于伪谱法的LES框架中,本文分别使用了滤... 更好地了解山地上风力机尾流和功率特性有助于山地风电场的布局设计。本研究采用高精度的大涡模拟(large-eddy simulation, LES)研究了上游山脉对下游山脉顶部风力机的尾流和功率性能的影响。在基于伪谱法的LES框架中,本文分别使用了滤波致动盘模型和浸入边界法模拟风力机和山脉对气流的作用。研究表明,LES结果与实验测量的速度和湍动能吻合很好,对湍动能的预测优于雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds average Navier-Stokes, RANS)方法。在山脉风力机尾流的模拟中,研究发现风力机尾迹中心轨迹在山顶下风处向下偏转。与孤立山地相比,双峰型山地的尾流恢复速度更快,其恢复速率随着山脉间距的增加先增加后减少。对于有山脉情况,尽管由于气流的加速效应,高斯分布与尾流速度亏损分布在尾流下边缘存在差异,但高斯曲线仍然适用于近似风力机尾流的速度亏损。此外,因为上游山脉尾迹会扩散且到达下游山脉迎风面时会被抬升,所以当山脉间距达到一定距离时,风轮会完全浸没在上游山脉尾迹中,导致风力机功率性能受到上游山脉的不利影响,随着山脉间距的增加先下降后上升。本研究加深了对山地风力机尾流特性和功率性能的认识,对山区风电场的布局设计具有指导意义。 展开更多
关键词 风能 大涡模拟 大气边界层 山脉 风力机尾流 功率性能
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AC/NS-DBD等离子体激励分离剪切层的涡量输运特性
2
作者 赵光银 杨永东 +2 位作者 李婷婷 肖春华 阎丽 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第12期48-60,共13页
AC-DBD激励和NS-DBD激励是等离子体流动控制中的典型激励形式。研究发现二者均能在翼型分离剪切层处诱导形成展向涡,进而实现流动控制。为深入理解AC-DBD激励和NS-DBD激励在诱导展向涡形成上的区别,在Ma=0.1、Re=7.5×10^(5)条件下... AC-DBD激励和NS-DBD激励是等离子体流动控制中的典型激励形式。研究发现二者均能在翼型分离剪切层处诱导形成展向涡,进而实现流动控制。为深入理解AC-DBD激励和NS-DBD激励在诱导展向涡形成上的区别,在Ma=0.1、Re=7.5×10^(5)条件下开展数值模拟,研究了两种激励对翼型大迎角(α=20°)分离的控制。将AC-DBD激励和NS-DBD激励分别以空间分布的动量源项和能量源项的形式耦合到非定常雷诺平均Navier-Stokes方程。引入二维涡量动力学方程,分析了两种激励诱导展向涡量的来源。在激励施加时,对于AC-DBD激励,涡量体积力项是边界涡量变化的主要来源;对于NS-DBD激励,涡量斜压项是边界涡量变化的主要来源。在两种激励施加结束后1 ms时,前缘上翼面附近逐渐形成展向涡结构;展向涡形成后,发现两种激励诱导当地涡量变化的主要因素均是对流项,区别最大的是斜压项,其次是斜黏项,原因是NS-DBD激励后的残留热引起了流体密度梯度和机械应力(黏性应力和压力)梯度的不平行。通过分析AC-DBD激励诱导涡量的变化和发展,提出了提升前缘AC-DBD激励控制流动分离效果的反向激励方法。 展开更多
关键词 分离剪切层 等离子体激励 展向涡 涡量输运方程 介质阻挡放电
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3m×2m结冰风洞试验技术新进展(2020-2022年) 被引量：10
3
作者 刘森云 王桥 +3 位作者 易贤 张平涛 左承林 郭奇灵 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第1期57-65,共9页
3 m×2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施,也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来,已经完成了70余项试验,有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m×2 m结冰风洞的组成和特... 3 m×2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施,也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来,已经完成了70余项试验,有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m×2 m结冰风洞的组成和特点,其次重点阐述了2020年至2022年间风洞试验能力和试验技术的若干新进展,通过发展双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、冰形在线测量技术、发动机进气精确模拟技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等,使风洞的温度场模拟能力、热气防冰试验能力、冰形测量能力、进气模拟能力和直升机旋翼结冰试验能力得到增强,综合试验效率显著提升。最后,针对大型结冰风洞过冷大水滴试验面临的挑战,对下一步试验技术的发展进行了展望。 展开更多
关键词 结冰风洞 自适应控制 在线测量 同步测试 过冷大水滴
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翼型边界层脉动压力统计特征分析 被引量：2
4
作者 魏斌斌 高永卫 +2 位作者 孙博 昔华倩 邓磊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第6期129-137,共9页
为了研究物面边界层流态的脉动特征,使用脉动压力方法对翼型边界层进行了自然转捩探测,深入研究了翼型边界层不同流态的脉动压力统计特征,包括均方根值σ、偏度s、陡度k和信息熵I,绘制了不同流态的(s,k)相图。研究表明:层流信息的偏度与... 为了研究物面边界层流态的脉动特征,使用脉动压力方法对翼型边界层进行了自然转捩探测,深入研究了翼型边界层不同流态的脉动压力统计特征,包括均方根值σ、偏度s、陡度k和信息熵I,绘制了不同流态的(s,k)相图。研究表明:层流信息的偏度与Gauss分布的偏度接近,湍流信息的陡度与Gauss分布的陡度接近,而转捩在(s,k)相图上的分布与Gauss分布相差较大。文章详细推导了I与σ、s、k之间的数学关系,建立了I与σ、s、k之间的显式表达式,从而将用于转捩判断的一维决策空间扩展为了四维决策空间(σ,s,k,I)。研究成果有助于人们深刻理解脉动压力信息熵与一般统计量之间的内在关系,同时对后续的数据分析、分类模型建立以及规则提取等也有一定帮助。 展开更多
关键词 转捩 脉动压力 统计特征 信息熵 决策空间
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大密度比双气泡在孔板结构微通道内上升行为的格子Boltzmann方法模拟
5
作者 严裕 娄钦 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第3期120-129,I0002,共11页
基于格子Boltzmann两相流大密度比模型模拟了孔板结构微通道内双气泡在浮力作用下的上升过程,主要研究E?tv?s数(Eo)、气泡相对大小、气泡之间的距离以及气泡和孔板间的距离对气泡变形、合并的动力学行为以及气泡上升速度和气泡剩余质量... 基于格子Boltzmann两相流大密度比模型模拟了孔板结构微通道内双气泡在浮力作用下的上升过程,主要研究E?tv?s数(Eo)、气泡相对大小、气泡之间的距离以及气泡和孔板间的距离对气泡变形、合并的动力学行为以及气泡上升速度和气泡剩余质量的运动特性的影响。研究发现,随着Eo数的增大,气泡在通过孔板通道时形变越严重,表现为上部气泡和下部气泡在合并过程中所夹带的液泡数量和质量同时增加,且气泡在通过通道的过程中会发生多次接触、合并与破裂;数值结果还表明,随着Eo数的增大,气泡达到顶端的时间增加而气泡穿过孔板的质量减小。另一方面,当上方气泡的尺寸大于下方气泡的尺寸时,两气泡在合并的过程中夹带的液泡数量更少,气泡穿过孔板时更迟缓但能够穿过孔板的气泡质量增多。此外,对于不同的气泡间距离和不同的气泡与孔板之间的距离,发现上下气泡之间的距离过大或者过小时,在气泡的合并过程中都不容易夹带液泡,且气泡穿过孔板的质量随着两气泡之间距离以及上方气泡与孔板之间距离的减小而增加。 展开更多
关键词 大密度比 格子BOLTZMANN方法 双气泡 气泡动力学行为 孔板结构
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一种减小再入飞行器侧向气动非线性的布局优化方法
6
作者 陈功 唐志共 +1 位作者 邓晨 王文正 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第2期33-38,共6页
为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法。设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性... 为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法。设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数。根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数导数的代理模型,完成了以减小飞行器侧向非线性为目标的布局优化设计。优化布局的气动特性计算结果表明,所发展的方法是可行和有效的。该项研究为再入飞行器减小侧向气动非线性提供了新的布局设计途径,有利于降低控制系统设计难度,保障飞行安全。 展开更多
关键词 再入飞行器 气动布局 非线性 代理模型
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基于卷积神经网络和状态时间序列的参数辨识 被引量：1
7
作者 武频 常旭婷 +2 位作者 郎佳林 潘凯凯 龚思泉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第4期69-76,共8页
针对参数辨识过程运算时间长的问题,本文提出一种基于卷积神经网络的参数辨识方案。该方案避免了对数值模型的大量迭代,能够根据多个连续时间步的实测系统状态对多参数进行快速估计,实现参数辨识;同时,为了帮助神经网络更好地提取特征,... 针对参数辨识过程运算时间长的问题,本文提出一种基于卷积神经网络的参数辨识方案。该方案避免了对数值模型的大量迭代,能够根据多个连续时间步的实测系统状态对多参数进行快速估计,实现参数辨识;同时,为了帮助神经网络更好地提取特征,还引入一种双向标准化的方法对数据进行处理。以Lorenz63为实例,对其参数进行了分析、实验。实验结果表明:该方案能够有效地估计当前物理场状态对应的模型参数,并且计算时间仅为传统方法的4%,大大提升了计算效率。 展开更多
关键词 参数辨识 卷积神经网络 数值模拟 Lorenz63
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台风非平稳湍流特性研究进展与思考 被引量：5
8
作者 陶天友 王浩 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第4期162-171,共10页
台风湍流特性研究一直是结构风工程领域的重点研究方向之一。与传统良态风存在明显差异,台风是具有突出非平稳特性的特异风场,其湍流特性十分复杂,难以采用良态风场参数对其进行表征。基于国内外长期现场实测与分析所取得的成果,本文对... 台风湍流特性研究一直是结构风工程领域的重点研究方向之一。与传统良态风存在明显差异,台风是具有突出非平稳特性的特异风场,其湍流特性十分复杂,难以采用良态风场参数对其进行表征。基于国内外长期现场实测与分析所取得的成果,本文对台风非平稳湍流特性的研究进展进行综述,归纳总结台风非平稳湍流特性的分析方法及参数模型。首先,回顾了平稳与非平稳风速模型,对比分析二者之间的特点与区别,并介绍时变平均风速的有效确定方法。随后,针对湍流典型统计特征参数,从湍流强度、湍流积分尺度、演变谱密度、时变相干函数等方面阐述台风非平稳湍流特性的研究进展,并重点讨论当前面临的困难与挑战。最后,对台风非平稳湍流特性有待进一步深入研究的问题进行展望。 展开更多
关键词 台风 湍流 非平稳特性 参数化表征 研究进展
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混合相态冰晶积冰的数值研究 被引量：11
9
作者 郭琪磊 牛俊杰 +2 位作者 安博 桑为民 周峰 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第2期168-175,共8页
在发动机内流的高温作用下,所吸入冰晶会部分融化为液态水,冰水混合相态条件下发动机内部表面会形成积冰,冰晶积冰会导致发动机喘振、熄火,甚至会由于冰脱落而造成内部结构损伤。为了对混合相态条件下冰晶积冰问题进行深入研究,以NACA0... 在发动机内流的高温作用下,所吸入冰晶会部分融化为液态水,冰水混合相态条件下发动机内部表面会形成积冰,冰晶积冰会导致发动机喘振、熄火,甚至会由于冰脱落而造成内部结构损伤。为了对混合相态条件下冰晶积冰问题进行深入研究,以NACA0012翼型为对象,通过数值计算分析研究了环境温度、马赫数等参数对积冰形态、收集系数以及积冰生长率的影响,并分析了融化率对积冰过程的作用机制。结果表明:混合相结冰条件下若达到最大结冰厚度,需满足有足够的冰晶和液态水含量条件;环境温度直接影响了湿球温度变化,而随环境温度升高,液膜的厚度和润湿范围也随之增大。此外降低环境温度或增大马赫数,翼型前缘驻点处结冰量和积冰速率均有明显增加。 展开更多
关键词 冰晶积冰 混合相 多相流 数值仿真
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大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算 被引量：9
10
作者 任靖豪 王强 +2 位作者 刘宇 李维浩 易贤 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第1期52-58,72,共8页
基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法。采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测。在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好。应... 基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法。采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测。在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好。应用上述算法,开展了某大型商用运输机增升构型的水滴撞击特性数值模拟研究,计算结果显示:水滴在缝翼背面缝道处出现聚集和轨迹交汇现象,聚集的水滴撞击在缝翼背面后缘,致使当地的水滴收集率出现了严重的激增,这一现象对飞机防冰系统设计提出了新的要求;另外,三维效应对增升构型的撞击特性影响显著,其中主翼下翼面水滴收集率沿展向分布存在较大差异。 展开更多
关键词 水滴撞击特性 高升力机翼 计算流体力学 拉格朗日方法 轨迹交叉
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超声速边界层中的模态转换及壁温影响效应 被引量：2
11
作者 苏彩虹 宋明真 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第6期1056-1063,I0001,共9页
对于马赫数大于4的超声速边界层,Mack第二模态起主导作用。根据感受性的研究,生成第二模态的一个重要途径是,边界层内的快模态在下游演化过程中因相速度“同步”而发生模态转换。采用数值方法研究了超声速平板边界层中快模态到第二模态... 对于马赫数大于4的超声速边界层,Mack第二模态起主导作用。根据感受性的研究,生成第二模态的一个重要途径是,边界层内的快模态在下游演化过程中因相速度“同步”而发生模态转换。采用数值方法研究了超声速平板边界层中快模态到第二模态波的模态转换过程,通过定义模态转换系数和模态转换区间,建立了适用于多个不同壁面温度条件下的模态转换系数和转换区间与扰动频率之间的模型公式。在此基础上,基于线性稳定性理论,发展了包含模态转换过程的扰动演化的计算方法,并采用抛物化稳定性方程进行了验证。结果表明,在较广泛的壁面温度条件下,该方法可以准确计算包含快模态到第二模态转换过程的幅值演化。该方法由于考虑了第二模态的生成机制,比原有的基于线性理论的转捩预测方法更加具有物理依据。 展开更多
关键词 模态转换 第二模态 感受性 超声速边界层 转捩预测
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声爆研究的现状与挑战 被引量：20
12
作者 钱战森 韩忠华 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第4期601-619,I0005,共20页
声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,其涉及空气动力学和非线性声学等研究领域,开展相关研究具有重要的学术意义和应用前景。本文简述了声爆的基本概念、主要特征和主要危害,简要回顾了声爆的产生、发展和演化的研究历史,重点... 声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,其涉及空气动力学和非线性声学等研究领域,开展相关研究具有重要的学术意义和应用前景。本文简述了声爆的基本概念、主要特征和主要危害,简要回顾了声爆的产生、发展和演化的研究历史,重点介绍了声爆的数值模拟、风洞试验和飞行试验预测方法,以及近年来提出的声爆抑制方法和低声爆气动优化设计方法的发展现状;最后总结了当前声爆预测方法面临的技术难点和挑战。 展开更多
关键词 声爆 数值模拟 风洞试验 空间压力 声爆危害 声爆抑制 低声爆设计
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提升两级动叶可调轴流风机性能的叶顶形状数值研究 被引量：3
13
作者 叶学民 张建坤 李春曦 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期695-703,共9页
采取恰当的叶顶形状可以提高轴流风机性能。以某两级动叶可调轴流一次风机为对象,采用Fluent模拟了叶顶具有斜槽或阶梯状结构等5种情形下的风机性能,分析了其内流特征、压力分布和损失特征。结果表明:5种叶顶形状均可有效提高风机性能,... 采取恰当的叶顶形状可以提高轴流风机性能。以某两级动叶可调轴流一次风机为对象,采用Fluent模拟了叶顶具有斜槽或阶梯状结构等5种情形下的风机性能,分析了其内流特征、压力分布和损失特征。结果表明:5种叶顶形状均可有效提高风机性能,提升效果依次为逆流向斜槽、双斜槽、上阶梯叶顶和下阶梯叶顶,而顺流向斜槽仅在小流量下提升性能明显;改进后的叶顶形状均使泄漏流场更加复杂,泄漏涡分布区域及强度明显增大,叶顶间隙内涡量值显著提高,由此降低了叶顶间隙内轴向速度和泄漏流量;其中,逆流向斜槽改善风机性能最为突出,在设计流量下,全压和效率分别提高4.68%和0.94%;考虑到当前燃煤机组低排放改造后增大的烟风阻力和风量需求,逆流向斜槽叶顶是最佳选择。 展开更多
关键词 动叶可调轴流风机 叶顶形状 风机性能 内流特征 泄漏涡
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喷流噪声研究进展与展望 被引量：19
14
作者 李晓东 徐希海 +1 位作者 高军辉 何敬玉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期398-409,共12页
喷流噪声在气动声学发展史上占据核心地位。本文首先简要回顾喷流噪声的发展历程,主要讲述喷流噪声产生机理和研究思路的演变,然后重点综述近20年来在喷流噪声测试技术、控制技术、数值模拟和预测方法等四个方面取得的若干进展,最后简... 喷流噪声在气动声学发展史上占据核心地位。本文首先简要回顾喷流噪声的发展历程,主要讲述喷流噪声产生机理和研究思路的演变,然后重点综述近20年来在喷流噪声测试技术、控制技术、数值模拟和预测方法等四个方面取得的若干进展,最后简要展望喷流噪声研究的未来发展趋势。 展开更多
关键词 喷流噪声 航空发动机 气动声学 计算气动声学
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Ludwieg管向超声速流域拓展的设计技术 被引量：6
15
作者 吴杰 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期480-492,共13页
Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流,被广泛用于高超声速(马赫数6及以上)基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及,但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见,制约了实验人... Ludwieg管风洞能低成本、高效率地产生低湍流度的高超声速气流,被广泛用于高超声速(马赫数6及以上)基础空气动力学实验研究。尽管Ludwieg管式高超声速风洞逐渐普及,但是基于Ludwieg管风洞管原理建设的超声速风洞并不多见,制约了实验人员对超声速空气动力学问题的研究。本文以拓展德国不伦瑞克工业大学马赫数6Ludwieg管风洞到马赫数3流域为例,详细介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的设计技术。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞在传统Ludwieg管风洞的结构基础上额外引入一个Laval喷管(第一段Laval喷管)和稳定段,并重新设计试验段对应的Laval喷管(第二段Laval喷管),最终获得超声速流动。文章首先介绍了串列式喷管Ludwieg式超声速风洞的空气动力设计原理;之后分别介绍了不同部件在这种风洞上的优化设计方法;最后,针对这种风洞的独特设计特点,对其将来的发展方向以及科研应用背景进行了展望。串列式喷管Ludwieg式超声速风洞基于常规的Ludwieg式管风洞改建而成,在继承原Ludwieg管风洞优点的同时,以极低的成本拓展了原风洞的运行速域,极其适合高校和科研机构用于开展超声速空气动力学的基础实验研究。 展开更多
关键词 Ludwieg管风洞 串列式喷管Ludwieg式超声速风洞 风洞设计 喷管设计
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倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究 被引量：5
16
作者 邓旭东 胡和平 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期1041-1046,共6页
为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转... 为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转旋翼机为例,计算了风车状态下机翼的模态特性,结果表明当前进比超过0.9,机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域;经与参考文献数据对比,验证了理论模型的有效性。研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响,结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼。最后通过对比不同设计组合,总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法。 展开更多
关键词 倾转旋翼 螺旋颤振 稳定性 模态阻尼 桨尖设计
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后壁倒角对开式空腔气动噪声抑制作用研究 被引量：6
17
作者 吴继飞 徐来武 +1 位作者 范召林 罗新福 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期645-649,654,共6页
在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究,对空腔后壁进行倒角,以降低气流在该处的撞击强度,从而达到抑制空腔流场气动噪声的目的。试验马赫数(Ma)为0.6~1.2,空腔长深比(L/D)为4.1、4.7。试验结果表明:亚跨声速范围内,随马赫... 在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究,对空腔后壁进行倒角,以降低气流在该处的撞击强度,从而达到抑制空腔流场气动噪声的目的。试验马赫数(Ma)为0.6~1.2,空腔长深比(L/D)为4.1、4.7。试验结果表明:亚跨声速范围内,随马赫数增大,开式空腔流场气动声学环境恶劣程度加剧,最大总声压级高达170dB以上,声压频谱曲线上存在多个不同模态的单调声;后壁倒角后,腔底总声压级强度明显降低,且其降低程度随马赫数增大愈趋明显,最大可降低近7dB,空腔后壁上主噪声源附近总声压级强度可降低约1dB,声压频谱曲线上的能量峰值明显减弱。 展开更多
关键词 空腔 流动控制 总声压级 气动噪声 自持振荡 声压频谱
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高速风洞模型自由飞试验技术 被引量：7
18
作者 蒋增辉 宋威 鲁伟 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期680-686,692,共8页
风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由... 风洞模型自由飞试验是介于普通风洞试验和飞行试验之间的一种特种风洞试验技术。本文对高速风洞模型自由飞试验技术的发展现状做了介绍,对风洞模型自由飞试验技术的共性特点,及其不同的子技术——普通模型自由飞试验、多体分离风洞自由飞试验及高速风洞投放模型试验——三种子技术之间的差异及各自所适用的应用领域进行了总结。其共性特点是:没有支撑干扰,能够实现模型在风洞中的自由飞行;能够实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟;试验的重复性较普通风洞试验要差。三种子技术在共性特点基础上又具有不同的特点:其中普通风洞模型自由飞试验主要应用于飞行器动稳定性问题研究,多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验则是应用于飞行器各类多体分离问题,而由于试验技术的差异,使得多体分离风洞自由飞试验和高速风洞投放模型试验技术在具体的多体分离问题的应用范围上又有所不同。 展开更多
关键词 风洞模型自由飞试验 多体分离风洞自由飞试验 高速风洞投放模型试验 动稳定性 多体分离
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半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究 被引量：1
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作者 刘刚 洪俊武 +1 位作者 李伟 杨小川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第4期456-460,共5页
基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括... 基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括了总体气动特性、压力分布。研究内容主要包括网格密度对收敛历程、气动力特性、压力分布和表面流线的影响,以及气动力特性随迎角的变化。研究表明,Ma=0.15,α=16.7°时,网格密度对收敛历程、典型站位压力分布和表面流态基本没有影响,气动力特性随网格密度单调变化;采用不同密度的网格,典型剖面的压力分布与试验结果吻合良好;与修正后的试验数据相比较,数值模拟得到的失速迎角前的气动力系数与试验结果吻合良好。 展开更多
关键词 梯形翼 网格规模 数值模拟 气动特性 压力分布
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火花放电合成射流与超声速来流相互干扰特性数值模拟研究 被引量：4
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作者 周岩 刘冰 +2 位作者 罗振兵 王林 夏智勋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第4期511-516,共6页
为了指导火花放电式合成射流激励器在超声速流动控制中的应用,数值模拟研究了火花放电合成射流与超声速来流的相互干扰特性。研究表明火花放电式合成射流在超声速流场中产生强烈扰动,产生较强的激波结构;随着射流的喷出,激励器上游分离... 为了指导火花放电式合成射流激励器在超声速流动控制中的应用,数值模拟研究了火花放电合成射流与超声速来流的相互干扰特性。研究表明火花放电式合成射流在超声速流场中产生强烈扰动,产生较强的激波结构;随着射流的喷出,激励器上游分离区和流场中激波呈先增强后减弱的趋势,激波由弓形激波逐渐弱化为斜激波,并且随着放电能量的增加射流与主流的动量通量比不断增大,射流的干扰和控制能力显著增强。由于超声速流的较大惯性及其对腔内气体的引射作用,激励器的腔体回填速率大幅下降、回填时间明显增长,使得激励器的工作频率受到很大限制。 展开更多
关键词 火花放电合成射流 唯象模拟 超声速流 动量通量 回填速率
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