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气动减阻表面对平板边界层影响

飞机设计 2019年第6期39卷 65-71页

作者：蒋锋杨广珺孙静肖京平西北工业大学航空学院陕西西安710072 西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室陕西西安710068 中国空气动力研究与发展中心低速所四川绵阳621000

基于微纳米材料的气动减阻与疏水防冰混合涂层技术,旨在通过先进表面材料的参数化设计,以减缓大型风力机叶片等的气动载荷,提升气动性能。文中通过构建边界层精确测量技术和边界层特征参数辨识方法,结合近壁流动频谱特征,研究分析了一... 详细信息

基于微纳米材料的气动减阻与疏水防冰混合涂层技术,旨在通过先进表面材料的参数化设计,以减缓大型风力机叶片等的气动载荷,提升气动性能。文中通过构建边界层精确测量技术和边界层特征参数辨识方法,结合近壁流动频谱特征,研究分析了一种减阻涂层对有限长平板边界层流动的影响。研究结果表明,减阻表面的微米级结构促使边界层粘性底层形成低雷诺数分离泡和脱体微旋涡。相较于金属固壁表面,气动减阻表面层流边界层在0.1 mm尺度内的微分离泡和微旋涡,对底部流动阻滞起到疏导作用,增强了层流稳定性,从而推迟边界层转捩。通过降低固壁摩擦阻力,进一步降低边界层导致的型阻,使得气动减阻表面流动的总阻力得以减少。

关键词：有限平板边界层热线能谱分布涡耗散

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非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

科学技术与工程 2015年第25期35卷 209-213页

作者：王军利张东生黄崇莉许晓平陕西理工学院机械工程学院汉中723001 西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室西安710065

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流... 详细信息

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。

关键词：非均匀来流振荡速度比率非定常计算飞翼布局

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冰致气流振荡对蒙皮的稳定性影响分析

飞机设计 2019年第6期39卷 21-24,30页

作者：杨广珺李钊孙静肖京平蒋锋西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室陕西西安710068 西北工业大学航空学院陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心低速所四川绵阳621000

在结冰试验过程中,由于积冰不断生成,翼型周围流场也会变化,从而对翼面形成不稳定影响。针对混合缩比翼型,采用不同材质蒙皮进行了试验,绘制冰型、考察结冰历程中蒙皮稳定特性,并确定模型的安全情况。结果表明,积冰增长对流场的扰动使... 详细信息

在结冰试验过程中,由于积冰不断生成,翼型周围流场也会变化,从而对翼面形成不稳定影响。针对混合缩比翼型,采用不同材质蒙皮进行了试验,绘制冰型、考察结冰历程中蒙皮稳定特性,并确定模型的安全情况。结果表明,积冰增长对流场的扰动使得翼面产生不规则冰型。振荡流场作用于蒙皮产生不同的振动效果,碳纤维蒙皮在共振作用下,对振荡反应更迅速,上下表面振动频率在120 Hz和130 Hz左右;铝合金蒙皮则处于逐渐振动的过程,且上下表面相同且振动频率基本稳定在120 Hz左右。

关键词：冰风洞气流振荡蒙皮稳定性

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混合缩比连续翼型设计方法

飞机设计 2021年第2期41卷 17-21页

作者：李钊杨广珺孙静肖京平蒋锋西北工业大学航空学院陕西西安710072 西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室陕西西安710068 中国空气动力研究与发展中心低速所四川绵阳621000

对于飞机的结冰风洞试验,采用多控制点的遗传优化算法进行混合缩比翼型设计。以混合翼型与全尺寸机翼在前缘范围的压力系数相同为目标,通过数值计算分析翼型气动特性,并对比多种优化策略,改进优化算法,生成不同迎角下的混合翼型。以铝... 详细信息

对于飞机的结冰风洞试验,采用多控制点的遗传优化算法进行混合缩比翼型设计。以混合翼型与全尺寸机翼在前缘范围的压力系数相同为目标,通过数值计算分析翼型气动特性,并对比多种优化策略,改进优化算法,生成不同迎角下的混合翼型。以铝合金为材料考察了混合翼型蒙皮变形能力,计算得到蒙皮最大应力为500 MPa,超过其抗拉强度。最终采用分段蒙皮的方式实现混合翼型变形功能。

关键词：结冰风洞混合缩比遗传算法翼型

基于纳秒脉冲等离子体气动激励的翼型失速涡控制研究

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高压电器 2017年第12期53卷 74-80页

作者：党维梁华中国飞行试验研究院西安710089 飞行仿真航空科技重点实验室西安710089 空军工程大学航空航天工程学院等离子体动力学实验室西安710038 西北工业大学航空学院西安710072

为了揭示纳秒脉冲等离子体气动激励与附面层耦合作用机制,首先开展了NACA0015翼型的大迎角粘性绕流数值模拟,比较了3种典型湍流模型(S-A模型、standard k-w模型和SST k-w模型)对计算结果的影响,分析得到了翼型的近场旋涡分离流动流场结... 详细信息

为了揭示纳秒脉冲等离子体气动激励与附面层耦合作用机制,首先开展了NACA0015翼型的大迎角粘性绕流数值模拟,比较了3种典型湍流模型(S-A模型、standard k-w模型和SST k-w模型)对计算结果的影响,分析得到了翼型的近场旋涡分离流动流场结构特性,并对升力特性进行了频谱分析,得到了翼型非定常流动特征频率。进一步开展了基于脉冲等离子体气动激励的翼型大迎角绕流的频率耦合的风洞实验,实验结果表明:当固定激励电压,纳秒脉冲的激励频率大于或等于流场旋涡脱落频率时,控制效果最好,可在来流速度为100 m/s、攻角为22°时,可将翼型的升力系数增大18.1%,阻力系数减小22.5%。研究结论有助于揭示纳秒脉冲等离子体气动激励进行涡控制的作用机理,从而提高纳秒脉冲等离子体气动激励涡控制的能力。

关键词：纳秒脉冲涡控制等离子体气动激励翼型频率

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基于柔顺机构的新型可变形机翼设计方法研究

宇航总体技术 2023年第1期7卷 21-26页

作者：李政麻越垠聂旭涛梁珂程潜西北工业大学航空学院西安710072 国防科技大学空天科学学院长沙410073 空天任务智能规划与仿真湖南省重点实验室长沙410073 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

机翼翼型变体技术可以根据任务和环境自适应地改变机翼形状、厚度、弯度等重要参数,使飞机在不同飞行状态下都能取得较理想的气动特性。柔顺机构是实现机翼蒙皮光滑变形的驱动装置,相比传统液压机构具备质量特性好的优势。采用鱼骨型柔... 详细信息

机翼翼型变体技术可以根据任务和环境自适应地改变机翼形状、厚度、弯度等重要参数,使飞机在不同飞行状态下都能取得较理想的气动特性。柔顺机构是实现机翼蒙皮光滑变形的驱动装置,相比传统液压机构具备质量特性好的优势。采用鱼骨型柔性钢架与四连杆机构实现了机翼前缘上下蒙皮向内收缩、前缘形状由钝变尖的弹性变形过程。通过设计“撞块”机构实现驱动行程的有效分解,解决了前缘尖端开口处蒙皮回收与机翼变形控制所需的驱动行程不一致的内在矛盾。变形后翼型与目标翼型误差最大位置不超过4 mm,变形过程中结构最大应力小于材料许用应力值。相比传统采用纯液压机构驱动的变形机翼设计方案,该基于柔顺机构的变体机翼结构减质14.1%。

关键词：翼型变体柔顺机构目标翼型鱼骨型钢架变形误差

基于运动嵌套网格的前飞旋翼绕流N-S方程数值计算

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航空学报 2001年第5期22卷 434-436页

作者：杨爱明乔志德清华大学工程力学系北京100084 西北工业大学翼型研究中心陕西西安710072

通过求解 Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动 ,采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间上采用中心平均的有限体积法进行离... 详细信息

通过求解 Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动 ,采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间上采用中心平均的有限体积法进行离散 ,时间方向应用含隐式子迭代的双时间法推进求解。为了验证程序的正确性 ,数值计算了一有升力悬停流场。

关键词：旋翼前飞 Navier-Stokes方程运动嵌套网格有限体积法双时间法非定常流场直升机

细长旋成体大迎角正则态非对称涡系结构的物理模型

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中国科学（E辑） 2004年第1期34卷 79-93页

作者：邓学蓥王刚陈学锐王延奎刘沛清郗忠祥北京航空航天大学流体力学研究所北京100083 西北工业大学翼型研究中心西安710072

在亚临界流动范围内,对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡绕流流型.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和流动显示相结合的实验与分析,揭示了细长旋成体在大迎角... 详细信息

在亚临界流动范围内,对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡绕流流型.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和流动显示相结合的实验与分析,揭示了细长旋成体在大迎角下这类正则态复杂涡系从头部沿轴向发展中所呈现出的非对称起始二涡和充分发展二涡、三涡等多涡系,最后在尾部演变为类卡门涡系的复杂流型.给出了这类涡系沿轴向演化与相应的截面侧向力变化之间的相关关系.分析了截面侧向力分布曲线中的特征点所反映的涡系结构演化特征及其相应的压力分布特征.在上述研究结果的基础上建立了细长旋成体大迎角正则态非对称涡系流动结构的物理模型.

关键词：细长旋成体大迎角空气动力学非对称涡流动双稳态流动

FLUENT软件的二次开发及其在火箭气动计算中的应用

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航空计算技术 2009年第5期39卷 55-57页

作者：肖虹高超党云卿杨勇王国辉西北工业大学翼型叶栅国防科技重点实验室陕西西安710072 航空计算技术研究所陕西西安710072 中国运载火箭技术研究院北京100076

针对火箭设计过程中的气动特性计算,在计算流体力学软件FLUENT的基础上进行二次开发,从后台启动FLUENT进程,生成参数文件,采用批处理功能自动控制计算过程,减少用户工作量,极大地提高了设计效率。以两种不同的火箭构型为例,计算了在攻角... 详细信息

针对火箭设计过程中的气动特性计算,在计算流体力学软件FLUENT的基础上进行二次开发,从后台启动FLUENT进程,生成参数文件,采用批处理功能自动控制计算过程,减少用户工作量,极大地提高了设计效率。以两种不同的火箭构型为例,计算了在攻角α=4,°Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,2.0,4.0,6.0状态下的气动特性。给出了火箭升力系数、压心系数和阻力系数随马赫数的变化规律。计算结果与实验数据吻合良好,精度满足设计要求,计算的气动数据可以为火箭的初步设计提供参考和依据。

关键词： FLUENT二次开发火箭数值模拟计算流体力学