检索结果-内蒙古大学图书馆

声学学报 2023年第6期48卷 1227-1239页

作者：刘永伟王璐秦麒凯郑朋辉商德江哈尔滨工程大学水声技术全国重点实验室哈尔滨150001 工业和信息化部海洋信息获取与安全工信部重点实验室(哈尔滨工程大学) 哈尔滨150001 哈尔滨工程大学水声工程学院哈尔滨150001

提出了施加电磁力于边界层实现流动控制和降低水动力噪声的方法。对未施加与施加电磁力后翼型模型的流场与声场进行数值计算,结果表明:流向电磁力可延缓翼型表面的流动分离,抑制离散小涡生成,减弱翼型表面的湍流脉动压力,达到降低水动... 详细信息

提出了施加电磁力于边界层实现流动控制和降低水动力噪声的方法。对未施加与施加电磁力后翼型模型的流场与声场进行数值计算,结果表明:流向电磁力可延缓翼型表面的流动分离,抑制离散小涡生成,减弱翼型表面的湍流脉动压力,达到降低水动力噪声的目的。归纳了电磁力降低水动力噪声效果随雷诺数、攻角和电磁作用参数的变化规律,同时在循环水槽中对电磁力控制翼型水动力噪声的效果进行试验验证。由于转捩区是翼型模型的压力最小区域且面积非常有限,通过研究电磁力的作用方式,发现只在转捩区施加电磁力,即可达到最佳的降噪效果且减小了功耗,并分析了磁泄露带来的影响。研究结果为抑制翼型的水动力噪声提供了一种新的思路。

关键词：翼型模型水动力噪声电磁力边界层分离

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跨音速风洞翼型试验与数值仿真应用

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实验技术与管理 2020年第5期37卷 128-131,136页

作者：马震宇王正鹤赵希玮程兰兰郑州航空工业管理学院航空工程学院河南郑州450046 空军工程大学航空工程研究生队陕西西安710038 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

以FL-1风洞NACA0012翼型模型试验为研究对象,对实际三维黏性流场进行数值仿真,进口来流马赫数分别为0.5和0.8,模型攻角为3.05°。模型中部翼型表面绕流压强系数分布计算值与试验值符合良好,清晰呈现翼型表面附面层网格分布、可压缩... 详细信息

以FL-1风洞NACA0012翼型模型试验为研究对象,对实际三维黏性流场进行数值仿真,进口来流马赫数分别为0.5和0.8,模型攻角为3.05°。模型中部翼型表面绕流压强系数分布计算值与试验值符合良好,清晰呈现翼型表面附面层网格分布、可压缩流场流速和密度分布、局部激波及其诱导附面层分离。试验段上下透气孔板壁面模拟边界条件可行,迭代计算过程对来流马赫数实时监视和调控,能够确保其达到预定目标值。实际物理试验与计算机数值仿真相互配合、互相促进,能够有效提升教学质量。

关键词：风洞试验亚跨音速翼型模型数值仿真来流马赫数监控流场可视化

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翼型模型气动特性的数值模拟

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科技信息 2011年第3期 I0041-I0042页

作者：朱彦奎宋平王国磊山东一通工程技术服务有限公司山东济南250101 山东建筑大学热能工程学院山东济南250101

计算流体力学的兴起促进了试验研究和理论分析方法的发展,为简化流动模型的建立提供了更多的依据。Fluent是用于计算流体流动和传热问题的软件,其应用的范围有一般流体的流场、自由表面的问题、紊流、非牛顿流流场、化学反应等。本文应... 详细信息

计算流体力学的兴起促进了试验研究和理论分析方法的发展,为简化流动模型的建立提供了更多的依据。Fluent是用于计算流体流动和传热问题的软件,其应用的范围有一般流体的流场、自由表面的问题、紊流、非牛顿流流场、化学反应等。本文应用计算流体力学知识,借助Fluent软件对翼型模型的空气动力性能进行了模拟分析,介绍了Fluent软件的数值计算方法,并模拟分析了翼型模型周围空气流动的变化规律以及压力分布等。

关键词：翼型模型数值模拟空气流动模型压力分布

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充液翼型弹性腔流激振动与声特性研究

充液翼型弹性腔流激振动与声特性研究

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作者：穆鹏哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

流噪声作为水下航行器的三大噪声源之一，如何降低流噪声，对航行器的声隐身效果来说至关重要。同时，流噪声亦对腔体内部声场分布产生一定影响。应用本文仿真方法可对充液弹性腔体的流噪声特性进行计算评估，为水下航行器的指挥台围壳... 详细信息

流噪声作为水下航行器的三大噪声源之一，如何降低流噪声，对航行器的声隐身效果来说至关重要。同时，流噪声亦对腔体内部声场分布产生一定影响。应用本文仿真方法可对充液弹性腔体的流噪声特性进行计算评估，为水下航行器的指挥台围壳、导流罩等结构的外形设计、材料选择等优化处理提供一定参考依据，亦对结构腔体内声学仪器的选择及布放位置的确定具有一定参考价值。本文仿真过程采用了将有限元软件ANSYS、CFD求解软件FLUENT和声学有限元软件ACTRAN相结合的方法对弹性翼型腔体模型的流噪声特性进行了仿真计算。主要包括以下几方面内容：首先，采用ANSYS软件完成围壳、舷侧模型的建立，并根据不同的计算需要进行适合的网格划分及网格收敛性验证；其次，对不同湍流理论模型进行分析、计算，选择了涡粘模型中通过计算湍流动能及湍流耗散来求得雷诺应力项的标准k ε模型，采用FLUENT软件完成了结构模型外部流场计算，描述了湍流、尾流的产生机理和分布特性，发现了流速变化较大的转捩区；最后，将流场计算所得的湍流脉动压力作为激励源，采用ACTRAN软件完成模型振动及内、外部声响应特性的计算，同时，应用Lighthill声类比方法，将流场流速结果作为声源，完成湍流边界层起伏直接声辐射的计算，将边界层直接辐射噪声与流激结构辐射噪声相结合的方法可对结构流噪声进行更精确的计算及描述。在此基础上，获得了不同流速条件下、模型厚度变化时的结构模型流噪声辐射特性。研究结果表明：流噪声随流速的增加而增大；翼型围壳模型在0-1000Hz频段内振动响应较强，模型厚度的增加使该频段内的模态频率数量减少，降低了模型的声辐射强度；模型腔内声压高于外部声压；模型外形变化较大的区域上，湍流强度、脉动压力及噪声辐射均出现较大值。为验证仿真方法的准确性，搭建了相应的试验测量系统，并在水声技术实验室的重力式水洞中进行了翼型围壳模型的流噪声测量试验。试验测量结果与理论仿真结果吻合较好。

关键词：翼型模型 CFD 有限元流噪声

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展向离散抽吸控制流动分离实验研究

展向离散抽吸控制流动分离实验研究

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第七届全国流体力学学术会议

本文尝试展向离散抽吸方法对翼型模型流动分离的控制效果,包括抽吸位置,抽吸量等参数的影响。实验在水洞中进行,基于弦长的实验雷诺数Re=28 000,攻角范围α=-10°～40°。利用表面注入染色液方法判定分离点位置,结合氢气时间线... 详细信息

本文尝试展向离散抽吸方法对翼型模型流动分离的控制效果,包括抽吸位置,抽吸量等参数的影响。实验在水洞中进行,基于弦长的实验雷诺数Re=28 000,攻角范围α=-10°～40°。利用表面注入染色液方法判定分离点位置,结合氢气时间线技术探索流动控制机理。实验结果表明展向离散抽吸方法对延缓流动分离有明显效果;抽吸量大延迟流动分离的能力强;弦向抽吸位置变化的影响反映在能够实现有效控制的攻角范围发生变化。流动控制机理实验揭示了展向离散抽吸延缓流动分离的3种不表现形式：层流分离无再附,层流分离泡再附和直接转捩为湍流。

关键词：翼型模型流动分离流动控制流动显示

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展向离散抽吸控制流动分离实验研究

展向离散抽吸控制流动分离实验研究

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第七届全国流体力学学术会议

作者：郭辉陈扬王海文刘子腾淦述荣北京航空航天大学大学航空科学与工程学院流体力学研究所北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室

本文尝试展向离散抽吸方法对翼型模型流动分离的控制效果,包括抽吸位置,抽吸量等参数的影响。实验在水洞中进行,基于弦长的实验雷诺数Re=28 000,攻角范围α=-10°～40°。利用表面注入染色液方法判定分离点位置,结合氢气时间线技术探索流动控制机理。实验结果表明展向离散抽吸方法对延缓流动分离有明显效果;抽吸量大延迟流动分离的能力强;弦向抽吸位置变化的影响反映在能够实现有效控制的攻角范围发生变化。流动控制机理实验揭示了展向离散抽吸延缓流动分离的3种不表现形式:层流分离无再附,层流分离泡再附和直接转捩为湍流。

关键词：翼型模型流动分离流动控制流动显示

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翼型与风洞侧壁交接角区分离流动研究

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力学学报 2002年第5期34卷 785-789页

作者：焦予秦乔志德西北工业大学翼型研究中心西安710072

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长... 详细信息

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模型试验时风洞侧壁和翼型模型结合部拐角区黏型分离流动进行模拟,并将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁拐角区流动.计算格式在空间上采用中心有限体积离散,在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分.结果显示,在翼型模型风洞试验时,模型/侧壁拐角区、模型表面、侧壁表面和模型后形成复杂的黏性分离流动和二次分离,对实验结果产生很大的影响.

关键词：拐角区流动 Navier-Stokes方程有限体积法翼型模型风洞实验

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风洞侧壁干扰的N—S方程数值模拟

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西北工业大学学报 1999年第B12期17卷 39-43页

作者：焦予秦乔志德西北工业大学

应用三维可压、雷诺平衡Navier-Stokes方程对风洞测壁干扰和翼型模型与侧壁结合部流场进行了数值模拟。计算采用中心有限体积多步Runge-Kutta时间步长格式，将Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用该方法计算了... 详细信息

应用三维可压、雷诺平衡Navier-Stokes方程对风洞测壁干扰和翼型模型与侧壁结合部流场进行了数值模拟。计算采用中心有限体积多步Runge-Kutta时间步长格式，将Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用该方法计算了两个算例，并与国外有关实验数据进行了比较，计算和实验吻合良好。

关键词：风洞侧壁干扰 Navider-Stokes方程有限体积法拐角区流动翼型模型风洞试验

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跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

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航空学报 1981年第1期 10-20页

作者： Research team on airfoil(Norihwestern Polyiechnical University) 西北工业大学翼型组

在西北工业大学跨音速翼型风洞(又名57风洞)中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行... 详细信息

在西北工业大学跨音速翼型风洞(又名57风洞)中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M

关键词：跨音速翼型西北工业大学无堵塞风洞开闭比翼型模型驻室侧壁下壁实验研究

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