检索结果-内蒙古大学图书馆

航空动力学报 2025年第1期40卷 269-284页

作者：何萌张刘姜裕标陈洪中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000

针对翼身融合布局飞机翼上内埋发动机矩形喷口方案,提出了基于喷口修型的控制策略,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对翼身融合布局飞机流场进行数值模拟,分析了喷流落压比、襟翼偏角、襟翼前缘半径、喷口上偏襟翼及组合襟翼等参数... 详细信息

针对翼身融合布局飞机翼上内埋发动机矩形喷口方案,提出了基于喷口修型的控制策略,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对翼身融合布局飞机流场进行数值模拟,分析了喷流落压比、襟翼偏角、襟翼前缘半径、喷口上偏襟翼及组合襟翼等参数对增升效能的影响。结果表明:当襟翼偏角为40°,落压比较大时,襟翼前缘负压峰值减小,喷流在襟翼前缘过早分离;增大襟翼前缘半径有助于减小喷流偏转所需要的向心力,促进喷流附着;发动机喷口上偏襟翼及组合襟翼设计,削弱了右侧涡流和表面横流对喷流附着的不利影响,促进喷流在大落压比和较大襟翼偏角下的附着,组合襟翼设计相较于喷口无修型构型,在喷流落压比为1.45、迎角为0°时,净推力平均偏转角可达56.10°,升力系数增加0.16,且在计算迎角范围内保持稳定。

关键词：翼身融合布局上表面吹气柯恩达效应气动设计动力增升

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冲击射流噪声归一化特性:总声压级和频谱

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航空动力学报 2025年第1期40卷 258-268页

作者：覃晨张俊龙杨玫赵佳锡章荣平中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心气动噪声控制重点实验室四川绵阳621000

为完善射流噪声建模方法,深入分析了实验数据并研究了冲击射流噪声归一化特性。实验时利用传声器弧阵列测量亚声速射流冲击斜板远场噪声,并基于射流速度n次方律对噪声数据进行分析。结果表明冲击射流总声压级(OASPL)和n次方律符合得很好... 详细信息

为完善射流噪声建模方法,深入分析了实验数据并研究了冲击射流噪声归一化特性。实验时利用传声器弧阵列测量亚声速射流冲击斜板远场噪声,并基于射流速度n次方律对噪声数据进行分析。结果表明冲击射流总声压级(OASPL)和n次方律符合得很好,但不同观测极角(θ)的速度因子(n)存在差异,θ=30°,θ=90°和θ=120°方向OASPL速度因子分别为6.8、8.0和9.7。θ=30°和θ=120°方向频谱归一化结果较好,主要频段的速度因子分别为7.5和10.0。噪声归一化特性分析表明上游冲击噪声的增长速率明显大于8次方律,而在射流冲击斜板的下游方向,冲击噪声的影响很小,θ=30°主要受壁面射流相关噪声辐射,且其St<0.2频段和0.2≤St≤2频段分别呈现偶极子声源和四极子声源特征。

关键词：噪声归一化特性冲击射流冲击斜板射流速度 n次方律

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NS-DBD激励的热力效应对翼型表面水收集系数分布的影响

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航空动力学报 2025年第3期40卷 1-13页

作者：肖春华赵光银中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室四川绵阳621000

建立了纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)激励条件下空气-过冷水滴两相流动的计算模型,采用计算流体力学的方法对NS-DBD激励条件下翼型的水滴撞击特性进行了数值模拟,研究了来流迎角、液态水含量、水滴平均直径、激励强度对翼型表面水... 详细信息

建立了纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)激励条件下空气-过冷水滴两相流动的计算模型,采用计算流体力学的方法对NS-DBD激励条件下翼型的水滴撞击特性进行了数值模拟,研究了来流迎角、液态水含量、水滴平均直径、激励强度对翼型表面水收集系数的影响。最后,结合短脉冲等离子体放电过程中产生的气动力效应和热效应,分析了热力效应对翼型表面水收集系数的影响。研究发现,NS-DBD短脉冲等离子体放电产生的热力耦合效应可以降低水收集系数峰值,但不改变水滴撞击极限,最佳效果在激励后10~15μs。激励强度越大,水收集系数降低就越明显,但回升也越慢,水滴平均直径越大激励的影响越弱。激励产生的力效应和热效应在翼型表面形成一层波浪形高温气膜,降低了翼型表面的水收集系数分布。

关键词：等离子体纳秒脉冲表面介质阻挡放电翼型热力效应防冰水收集系数

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进口附面层条件对压气机串列叶栅端区流动特性的影响

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航空动力学报 2025年第3期40卷 380-392页

作者：茅晓晨焦英辰杨宗豪西北工业大学动力与能源学院西安710129 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710129

进口附面层(IBL)条件对压气机内部流动特性具有显著影响,为探究其对高负荷压气机串列叶栅端区流动特性的影响,采用定常数值方法对某高亚声速压气机串列叶栅流场进行计算,并研究了不同进口条件,包括附面层厚度及常规和倾斜两种形式对叶... 详细信息

进口附面层(IBL)条件对压气机内部流动特性具有显著影响,为探究其对高负荷压气机串列叶栅端区流动特性的影响,采用定常数值方法对某高亚声速压气机串列叶栅流场进行计算,并研究了不同进口条件,包括附面层厚度及常规和倾斜两种形式对叶尖泄漏和角区分离两种流动结构的影响,结果表明:在无叶尖间隙时,进口附面层增厚会使角区分离在前叶的三维尺度以及后叶的周向范围增大,附面层倾斜效应使前叶二次流削弱而后叶二次流增强,总压损失降低,且进口附面层厚度增大使倾斜效应对角区流动的影响降低。1%叶高间隙下,增大附面层厚度使泄漏涡的展向尺度增大,附面层倾斜效应则使前叶泄漏涡增强,后叶泄漏涡减弱,总压损失减小,而进口附面层厚度增加使倾斜效应对叶尖端区流动的影响增强。

关键词：串列叶栅进口附面层倾斜附面层叶尖泄漏流角区分离

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极低风速标定系统设计与调试

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航空动力学报 2025年第1期40卷 237-257页

作者：周廷波张正科田永强郗忠祥张国彪高超中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所四川绵阳621000 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072

针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。... 详细信息

针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高,且标定易受温湿度变化污染的难点问题,设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1~1.0 m/s,温度范围为常温~60℃,湿度范围为20%RH~80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计;设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统,并进行了调试。调试结果表明:速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%,达到设计指标0.003 m/s和0.4%,优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%(风洞类)、0.001 m/s和0.82%(探头运动型);温度控制最大误差为0.9℃,达到设计指标1℃;湿度控制误差为2.9%RH,达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定,标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s,满足标定精度设计指标0.03 m/s,处于国际风洞类标定装置误差范围0.018~0.03377 m/s内,接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s;拟合曲线最大相对误差为5.214%,接近国际风洞类标定装置误差4%,接近国际探头运动型装置误差2.42%~15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s,接近国际风洞类标定装置不确定度0.014~0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。

关键词：极低风速标定系统速度控制温度控制湿度控制热线标定

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基于涡管模型的倾转四旋翼气动干扰快速分析

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航空学报 2025年第2期46卷 206-221页

作者：王冶平吉洪蕾周攀叶毅重庆大学航空航天学院重庆400044 中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室绵阳621000 南京航空航天大学航空学院南京210016

针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对... 详细信息

针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对空间任意一点诱导速度的半解析解,形成多旋翼间气动干扰的高效计算方法,并与旋翼自诱导速度的动态入流模型结合,建立准确高效的多旋翼诱导速度计算模型。在此基础上,采用共轴和纵列式双旋翼拉力-功率性能曲线的风洞试验结果验证模型。最后,针对某倾转四旋翼飞行器缩比模型分析其直升机模式和倾转过渡时四副旋翼之间的气动干扰特性。结果表明:该模型能够较为准确地捕捉旋翼垂直和水平间距对旋翼间气动干扰的影响,可以用于多旋翼气动干扰快速分析;倾转四旋翼飞行器在直升机模式附近的旋翼间气动干扰特性变化剧烈,合理的气动布局和旋翼旋转方向设计能够有效改善受干扰旋翼桨盘平面的诱导速度及载荷分布。

关键词：倾转四旋翼涡管尾迹气动干扰诱导速度飞行动力学

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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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北京航空航天大学学报 2025年第1期51卷 281-292页

作者：邓俊高正红黄江涛赵轲夏露西北工业大学航空学院西安710072 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所绵阳621000 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072

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... 详细信息

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。

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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基于卷积时序网络的防冰翼面瞬态温度场预测

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空气动力学学报 2025年

作者：陈志勇杨先凤陈宁立易贤彭博西南石油大学计算机与软件学院中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室空气动力学国家重点实验室

电加热防冰是防止飞机机翼结冰的关键技术之一，快速准确预测防冰翼面瞬态温度场对电加热系统的优化设计具有重要意义。为实现对防冰翼面瞬态温度场的快速预测，缩短电热防冰系统优化设计周期，提出了一种结合本征正交分解（proper orth... 详细信息

电加热防冰是防止飞机机翼结冰的关键技术之一，快速准确预测防冰翼面瞬态温度场对电加热系统的优化设计具有重要意义。为实现对防冰翼面瞬态温度场的快速预测，缩短电热防冰系统优化设计周期，提出了一种结合本征正交分解（proper orthogonal decomposition, POD）和卷积时序网络（convolutional temporal network, CTN）的预测方法。该方法首先利用POD对温度数据做降维处理，随后以工作条件参数作为输入，使用降维后的模态时间系数作为输出，构建了基于一维卷积和时间卷积的卷积时序网络，并且引入多头注意力（multi-head attention, MHA）机制突出关键特征，最后使用样本准确率（SA）来评估模型对瞬态温度场预测的准确性。此外，为探究模型超参数对预测性能的影响，设置消融实验验证了提出的网络结构的有效性。结果表明，所提出的网络模型对防冰翼面瞬态温度场的预测具有较高的准确性，在测试集上的预测精度达94.4%。

关键词：温度场预测机翼本征正交分解卷积神经网络时间卷积网络

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风洞试验模型振动机理及主动控制研究进展

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航空学报 2025年第1期46卷 164-186页

作者：寇西平曾开春马涛路波杨智春西北工业大学结构动力学与控制研究所西安710072 中国空气动力研究与发展中心飞行器流体物理全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

风洞常规测力试验中经常会出现模型大幅度振动的问题,影响试验数据精度甚至威胁设备安全。深入认识模型振动的发生机理,结合有效的控制手段减小试验中的模型振动幅值,对风洞试验研究有重要意义。首先介绍了风洞模型振动的危害与减小模... 详细信息

风洞常规测力试验中经常会出现模型大幅度振动的问题,影响试验数据精度甚至威胁设备安全。深入认识模型振动的发生机理,结合有效的控制手段减小试验中的模型振动幅值,对风洞试验研究有重要意义。首先介绍了风洞模型振动的危害与减小模型振动的意义,分析了模型发生振动的机理,总结了常见的减小模型振动的方法及其研究进展,重点分析了主动振动控制方法涉及的内容与技术难点。已有的研究工作表明,在各种减缓模型振动的方法中,以压电堆作为作动器的主动控制方法最能符合工程实用要求,且减振效果较好。最后对大型风洞中模型振动控制需要研究的问题给出了若干建议。

关键词：模型振动振动主动控制压电堆作动器控制算法风洞试验

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水下无源流体推力矢量喷管流动特性研究

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实验流体力学 2025年第1期39卷 71-79页

作者：冯潮顾蕴松方瑞山周宇航史楠星南京航空航天大学航空学院非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室南京210016

本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管,仅通过控制二次流阀门开闭,即可使主射流上下侧产生压差并发生偏转,但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技... 详细信息

本文设计了一种水下无源流体推力矢量喷管,仅通过控制二次流阀门开闭,即可使主射流上下侧产生压差并发生偏转,但推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题限制了该技术的工程应用。采用染色液流动显示技术和粒子图像测速技术,研究了喷管不同横向截面和纵向截面主射流附壁、离壁时的流动特性。研究结果表明:喷管内部存在剪切层旋涡、尾缘倒吸和分离泡等流动结构,同时近壁面存在横向流动,角区存在“角涡”结构。流动结构之间的相互作用规律,为解决推力矢量角控制规律中的“突跳”和“迟滞”等非线性问题提供了物理模型基础。

关键词：水下推进器被动二次流射流三维流动

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