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压力敏感涂料测量技术在掠型叶栅表面测压中的应用
1
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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风扇翼型气动性能的实验研究 被引量：4
2
作者 焦予秦 周瑞兴 +1 位作者 郗忠祥 金承信 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 北大核心 2004年第3期47-49,共3页
在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压... 在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小。 展开更多
关键词 风扇 翼型 气动性能 升阻比 噪声
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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：6
3
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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风力机翼型尾缘锯齿降噪风洞实验研究 被引量：3
4
作者 焦予秦 赵越 +2 位作者 王德超 艾国远 归佳寅 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2020年第9期1457-1462,共6页
随着风能产业的发展,风力机降噪成为行业发展的必然,尾缘锯齿是降低叶片自噪声的有效手段。多年来,国内外许多学者通过数值模拟、风洞实验和整机测量等手段开展了风力机尾缘锯齿降噪研究。在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展翼型... 随着风能产业的发展,风力机降噪成为行业发展的必然,尾缘锯齿是降低叶片自噪声的有效手段。多年来,国内外许多学者通过数值模拟、风洞实验和整机测量等手段开展了风力机尾缘锯齿降噪研究。在西北工业大学NF-3风洞的二元试验段开展翼型尾缘锯齿降噪实验研究,提出了通过尾迹来甄选噪声测量传感器的方法,并采用A计权以及1/8倍频程的方法进行噪声频谱分析。结果表明,通过尾迹甄选出的传感器可作为噪声分析数据来源;在风力机翼型后缘安装尾缘锯齿来降低噪声是可行的,降噪的频率为翼型自噪声的中高频段;使用A计权、1/8倍频程的方法表示噪声频谱能很好地进行噪声源分析。 展开更多
关键词 风洞实验 风力机 翼型 噪声 尾缘锯齿 A计权
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可调缝道构型对翼型气动特性的影响
5
作者 吕文豪 张智昊 +1 位作者 郝礼书 高永卫 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期76-87,I0002,共13页
翼型开缝是一种抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术。为了解决翼型开缝时仅能改善失速特性无法保障小迎角气动特性不被破坏的问题,本文以S809翼型作为研究对象,采用CFD方法进行翼型开缝研究,探究不同缝道参数对翼型气动特性的影... 翼型开缝是一种抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术。为了解决翼型开缝时仅能改善失速特性无法保障小迎角气动特性不被破坏的问题,本文以S809翼型作为研究对象,采用CFD方法进行翼型开缝研究,探究不同缝道参数对翼型气动特性的影响。提出了一种缝道调整方案,通过可调缝道兼顾翼型在小迎角及大迎角时的气动特性。结果表明:1)“基础缝道”构型可大幅改善翼型的失速特性,最大升力系数提高70.8%,达到1.81,失速迎角推迟到21°;2)通过平移或旋转等方式实现了曲线缝道的“梯形”化,实现了缝道的微小调整,得到可维持翼型小迎角气动特性的两种缝道构型;3)利用“基础缝道”和“前翼旋转5°缝道”之间的几何关系,提出了一种可调缝道方案,满足了失速特性大幅改善前提下小迎角气动特性不被破坏的需求。本文所采用的可调缝道研究思路和缝道方案可为翼型开缝技术的工程化应用提供一种参考。 展开更多
关键词 可调缝道 翼型开缝 失速特性 数值模拟 流动控制
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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
6
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
7
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
8
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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结冰风洞实验中的相似理论 被引量：6
9
作者 田永强 蔡晋生 +1 位作者 张正科 杨磊磊 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期359-370,共12页
相似性是风洞实验的一项基本要求,结冰风洞实验也不例外。为了系统性地研究结冰风洞实验中的相似性问题,首先,通过对飞行结冰问题进行分析和总结,找出了其中涉及的各种变量,并分析了其物理意义和量纲。其次,采用相似理论分析方法对结冰... 相似性是风洞实验的一项基本要求,结冰风洞实验也不例外。为了系统性地研究结冰风洞实验中的相似性问题,首先,通过对飞行结冰问题进行分析和总结,找出了其中涉及的各种变量,并分析了其物理意义和量纲。其次,采用相似理论分析方法对结冰问题进行分析,得到了若干无量纲参数,并分析了这些无量纲参数的意义。再次,通过忽略一些不重要的影响因素,减少无量纲参数,并对飞行结冰中涉及的影响因素进行了合理地简化,最终得出了结冰实验的相似准则。最后,结合结冰风洞的运行参数,按照相似准则的要求得到了缩比模型结冰实验运行参数选取方法,并采用CFD方法进行了验证。结果表明:得到的缩比模型结冰实验运行参数选取方法是可行的。 展开更多
关键词 结冰 风洞实验 相似理论 缩比模型 计算流体力学(CFD)
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基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算 被引量：10
10
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4期545-551,共7页
通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常... 通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常见的风力机翼型钝尾缘修型方法(直接截断、对称加厚、不对称加厚和翼面旋转等)得到的钝尾缘翼型的气动性能,并分析各种修型方法对气动性能的影响。结果表明:直接截断修型方法并未增加此翼型的升力系数但对阻力增加的影响最小;不对称增加厚度引起的升力系数增加最明显,但会引起翼型使用角度区域的移动;通过指数因子形式对称增加时,指数因子在1.8～2.5之间较适中。 展开更多
关键词 风力机 翼型 钝尾缘 气动性能 eN方法
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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
11
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
12
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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考虑转捩影响的风力机翼型气动特性计算研究 被引量：8
13
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DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究 被引量：6
14
作者 叶坤 叶正寅 +1 位作者 武洁 屈展 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期518-528,共11页
基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明... 基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明:DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构;与FFT分析结果相比,频率最大差异小于0.16%;且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析,所有模态的放大率均非常小,所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构,前三阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致,更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差,说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。 展开更多
关键词 翼型绕流 失速 稳定性分析 动力学模态分解 稳定极限环
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风力机翼型动态测压试验技术研究 被引量：5
15
作者 惠增宏 王龙 徐倩 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期6-10,26,共6页
结合国家高技术研究发展计划课题'风力机先进翼型族的设计与试验研究',针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究。采用S809风力... 结合国家高技术研究发展计划课题'风力机先进翼型族的设计与试验研究',针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究。采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°～+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比。结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究。 展开更多
关键词 翼型 风力机 动态测压 俯仰振荡 迟滞现象
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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
16
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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翼型极大迎角风洞试验技术研究 被引量：3
17
作者 焦予秦 王龙 +1 位作者 高永卫 肖春生 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期102-108,共7页
在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角(±180°)条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法... 在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角(±180°)条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验。 展开更多
关键词 风洞试验 翼型 极大迎角 洞壁干扰 壁压信息法
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弹体脉动压力特征的实验研究 被引量：13
18
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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基于线性稳定性分析的e^N方法在准确预测翼型气动特性中的应用 被引量：7
19
作者 张坤 宋文萍 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期294-299,共6页
在耦合雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解可压缩层流边界层方程的基础上,求解了线性稳定性Orr-Sommerfeld方程,得到不同频率扰动在翼型边界层内沿弦向的放大因子N,进而采用eN转捩判断方法判断出流动转捩的位置。通过上述方法,实现了... 在耦合雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解可压缩层流边界层方程的基础上,求解了线性稳定性Orr-Sommerfeld方程,得到不同频率扰动在翼型边界层内沿弦向的放大因子N,进而采用eN转捩判断方法判断出流动转捩的位置。通过上述方法,实现了考虑转捩影响的翼型粘性绕流的雷诺平均Navier-Stokes方程数值求解,提高了翼型气动特性计算的精度。使用文中方法分析了翼型NACA63A015和NLF416的转捩点位置以及气动特性,与实验测得的结果进行比较验证了该方法的可靠性。 展开更多
关键词 雷诺平均Navier-Stokes方程 层流边界层 线性稳定性 转捩判断
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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
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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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