检索结果-内蒙古大学图书馆

空气动力学学报 2023年第2期41卷 29-37,I0001页

作者：史泽奇刘勇钟伯文汤崇辉南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 江西省飞行器设计与气动仿真重点实验室南昌330063

基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定... 详细信息

基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定对扰动的增长起重要作用;分离泡内湍流强度显著增长直至转捩成湍流,但流动再附后,湍流强度有所降低;750 Hz的大尺度旋涡结构是在分离泡内形成并发展成稳定结构,而2次和3次谐波频率对应的旋涡结构形成于流动转捩后,在分离泡外发展成稳定结构,说明远场2次及3次谐波纯音噪声和750 Hz主纯音噪声生成机理不同。

关键词：流动动力学分离泡声涡相互作用纯音噪声

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可渗透壁对翼型声涡相互作用下流场及声场的影响

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计算力学学报 2023年第3期40卷 424-431页

作者：史泽奇刘勇钟伯文李克伟李鑫南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 江西省飞行器设计与气动仿真重点实验室南昌330063

由仿生学原理构建的可渗透翼型对湍流气动噪声抑制作用已展现良好的应用前景.对NACA0012可渗透翼型和实体翼型进行了数值计算,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了可渗透壁对翼型流场和声场的影响.研究表明,相对实体翼型,可... 详细信息

由仿生学原理构建的可渗透翼型对湍流气动噪声抑制作用已展现良好的应用前景.对NACA0012可渗透翼型和实体翼型进行了数值计算,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了可渗透壁对翼型流场和声场的影响.研究表明,相对实体翼型,可渗透壁通过减小声源强度降低了主纯音噪声声压级幅值和远场总声压级,消除了高阶离散纯音,但对噪声的指向性没有较大改变.进一步的流场分析表明,可渗透壁对翼型气动性能影响不大的情况下能够降低边界层扰动和翼型后缘大尺度涡旋强度,并推迟分离泡转捩和再附位置.

关键词：声涡相互作用可渗透壁后缘噪声分离泡

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一种倾转涵道螺旋桨的综合设计方法

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航空动力学报 2024年第12期39卷 94-107页

作者：陈炜锋俞志明钟伯文沈亮杨昌发南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 南昌航空大学江西省飞行器设计与气动仿真重点实验室南昌330063 江西航空研究院南昌330038

为设计在满足悬停、前飞工况要求的前提下均具有较高的巡航效率和更长的航时的无人机(UAV)倾转涵道螺旋桨,提出了一种倾转涵道螺旋桨的设计及优化方法。该方法基于叶素动量理论、涵道螺旋桨的涡流理论对桨叶进行快速设计,通过计算流体... 详细信息

为设计在满足悬停、前飞工况要求的前提下均具有较高的巡航效率和更长的航时的无人机(UAV)倾转涵道螺旋桨,提出了一种倾转涵道螺旋桨的设计及优化方法。该方法基于叶素动量理论、涵道螺旋桨的涡流理论对桨叶进行快速设计,通过计算流体动力学(CFD)修正与迭代两次即可得到满足设计要求的桨叶,并通过综合悬停、前飞两点优化设计得到最终的倾转涵道螺旋桨。设计结果表明:在满足悬停、前飞两个工况的设计要求的前提下,螺旋桨的巡航效率提升至92.3%,航时增加7.1%。该方法设计精度高且能够分别以悬停、前飞为最优设计点进行设计,并对两点综合考虑,使其效率、航时更大化。该方法设计的倾转涵道螺旋桨能够满足巡航效率与航时要求。

关键词：倾转涵道螺旋桨设计涵道螺旋桨的涡流理论耦合CFD设计巡航效率航时

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基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法

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空气动力学学报 2023年第9期41卷 30-37页

作者：付军泉钟伯文钟运琴刘赟南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 江西省飞行器设计与气动仿真重点实验室南昌330063 中国科学院大学中国科学院大数据挖掘与知识管理重点实验室北京100190

在飞机设计与研制过程中,通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法,诸如极大似然法,需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建... 详细信息

在飞机设计与研制过程中,通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法,诸如极大似然法,需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建模过程,这种方法需要通过增量法、导数法间接地从神经网络提取气动参数。本文提出了一种基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法,可将含待辨识参数的飞行动力学模型作为正则项加入损失函数,直接辨识得到气动参数。该方法可以显著减少建模数据需求,也能提高建模精度。飞行仿真数据验证结果表明,该方法的无噪声、含2%噪声仿真数据,纵向飞行状态空间模型辨识最大相对误差分别为1.80%、4.64%,表明了基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法具有可行性,并对含噪声的飞行数据具有泛化性。

关键词：深度学习基于物理信息的神经网络飞行动力学状态空间气动参数辨识

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基于高精度格式的翼型失速特性脱体涡数值模拟

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科技创新与应用 2023年第24期13卷 29-33页

作者：王瑞钟伯文南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 江西省飞行器设计与气动仿真重点实验室南昌330063

该文采用脱体涡模拟方法(DES),引入低耗散近似黎曼解HLLC格式并结合五阶WENO高精度数值格式对NACA0015后缘失速翼型在大攻角及失速状态下的流场进行数值模拟。通过与风洞实验结果进行对比,讨论高阶精度数值格式对DES方法失速气动特性的... 详细信息

该文采用脱体涡模拟方法(DES),引入低耗散近似黎曼解HLLC格式并结合五阶WENO高精度数值格式对NACA0015后缘失速翼型在大攻角及失速状态下的流场进行数值模拟。通过与风洞实验结果进行对比,讨论高阶精度数值格式对DES方法失速气动特性的预测效果。结果表明,HLLC+五阶WENO格式与二阶Jameson中心差分格式相比能够提高DES方法翼型失速特性的预测精度,HLLC+五阶WENO格式精度高、耗散性较低,能够捕捉更小尺度的湍流涡结构。

关键词： HLLC+五阶WENO格式 Jameson中心差分格式脱体涡模拟翼型失速特性预测数值模拟

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基于仿生学飞行器翼型气动噪声控制数值研究

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南昌航空大学学报（自然科学版） 2022年第3期36卷 111-115页

作者：刘勇汤崇辉钟伯文李鑫南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 江西省飞行器设计及气动仿真重点实验室南昌330063

通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明:多孔介质长度为20%,流阻较高... 详细信息

通过运用LBM-LES方法,对基于仿生学原理构建的多孔仿生翼型进行了气动噪声声场的直接计算,并深入分析了多孔仿生翼型的流动特征和声学特性,详细探讨了多孔介质流阻和长度对仿生翼型控制效果的影响。结果表明:多孔介质长度为20%,流阻较高时,仿生翼型具有较好的降噪效果;当流阻比较低的时候,仿生翼型尾涡会变强,从翼型后缘脱落后形成有序的卡门涡街,会增强仿生翼型的气动噪声,失去降噪效果;翼型壁面附近边界层内的相干结构及翼型后缘处脱落的尾涡是产生远场气动噪声的主要声源,仿生翼型的噪声控制需要综合考虑两处主要声源的影响,才可能有效起到降低气动噪声的目的。

关键词：仿生翼型数值模拟噪声控制多孔介质

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