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JF-22超高速风洞理论基础与关键技术
1
作者 姜宗林 韩桂来 +6 位作者 汪运鹏 刘云峰 苑朝凯 罗长童 王春 胡宗民 刘美宽 《航空学报》 北大核心 2025年第5期136-151,共16页
国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发... 国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验,费时、昂贵、又具有后验性。几十年来,发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发动机试验的风洞试验能力依然不足,国家自然科学基金委员会国家重大科研仪器项目支持的JF-22超高速风洞的研制成功是一个重大突破。首先,综述了高超声速风洞研发的需求背景,介绍了基于工程实际的4项基本需求。并针对热化学反应气体流动,论述了空气动力学试验模拟准则从“流动相似”到“飞行条件复现”变革的必要性。然后,阐述了爆轰驱动超高速激波风洞理论,由此建立的激波风洞关键技术,及其解决的工程问题。最后,总结了在这个理论基础上构建的JF-22超高速风洞技术体系及其达到的主要性能指标和风洞调试结果。这些风洞调试结果既是对爆轰驱动超高速激波风洞理论的验证,也是对JF-22超高速风洞技术体系的综合考核。JF-22超高速风洞的高流速、高总温、高总压特色及其宽速域与宽空域性能,对于开展吸气式高超声速发动机与天地往返可重复使用空天飞行器的研发,推动高温气体动力学科前沿的拓展具有重要意义。 展开更多
关键词 正向爆轰驱动 化学反应气体流动 超高速激波风洞 激波膨胀加速 吸气式高超声速发动机 空天飞行器
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跨域飞行器结构与变构型设计技术进展与挑战
2
作者 朱继宏 韩嘉诚 +4 位作者 谷小军 张亚辉 王骏 侯杰 张卫红 《航空学报》 北大核心 2025年第18期270-301,共32页
跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同... 跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位,在航空航天领域具有划时代意义,正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性,目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线,但是普遍认同变构型是其中的关键技术与必要手段。以变构型为主线,从与之相关的飞行器基础构型、变体方式、变体结构优化与热防护4个方面论述了实现跨域飞行的概念性路线,分析了现有研究对跨域飞行器设计提供的技术铺垫和参考价值,并综述了各自的技术进展与挑战。首先,介绍了几种有应用潜力的基础构型,对比了其气动性能、容积率等方面的差异;其次,按照机翼和头锥部位变体分类,分析了不同方案的结构设计和气动影响;接着,从提高变体结构变形、承载与防热性能的角度,介绍了系统布局优化、构件拓扑优化与材料-结构多尺度优化和被动、主动热防护结构设计;最后,总结了目前跨域飞行器结构与变构型设计工作仍面临的挑战与难题,展望了相关研究在未来的发展方向。 展开更多
关键词 跨域飞行器 变构型 结构优化 轻量化 热防护技术
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高超声速风洞稀薄流场转动温度和振动温度测量研究
3
作者 陈爱国 田颖 +4 位作者 王杰 杨彦广 李志辉 李中华 李震乾 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期46-53,共8页
稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给... 稀薄流场中转动温度与振动温度的不一致是热力学非平衡的具体表现,可采用电子束荧光技术这一非接触测量手段对稀薄流场的转动温度和振动温度进行测量。本文介绍了电子束荧光技术用于测量稀薄流场转动温度与振动温度的基本原理和方法,给出了在某风洞中开展的喷管出口稀薄流场转动温度、振动温度测量结果。重复性测量结果表明:转动温度最大相对不确定度为0.26%,振动温度最大相对不确定度为0.8%;Ma=12和16锥形喷管出口截面上的转动温度与振动温度分布特征体现了锥形喷管膨胀流动的特点,而各喷管在3个不同状态的测量结果表明:随着稀薄度增加,振动温度与转动温度的偏差会越大,热力学非平衡现象也越突出。 展开更多
关键词 电子束荧光 稀薄流场 转动温度 振动温度 低密度风洞
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来流温度对气动热的影响及关联方法初步研究
4
作者 赵金山 张志刚 +6 位作者 石义雷 李维东 肖雨 陈挺 粟斯尧 王勇 廖军好 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期23-31,共9页
边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流... 边界层底层温度梯度是造成气动热的重要原因,而边界层底层恢复温度和壁面温度直接影响边界层底层温度分布。为提升地面风洞低总温环境下气动热实验数据外推预测真实飞行高总温环境下气动热的预测精度,首先基于无量纲N-S方程推导了层流和湍流流态下气动热的主要影响参数;然后针对高超声速飞行器标模外形,在相同马赫数、雷诺数条件下,分别开展固定壁温/壁温比的数值模拟,对比分析了来流温度对气动热系数的影响规律;最后基于边界层近似解理论,分别针对层流和湍流流态建立了考虑当地边界层外缘参数影响的气动热关联换算方法,并在不同温度条件下,对量热完全气体假设下的气动热计算结果开展了关联换算。 展开更多
关键词 气动热环境 来流温度 无量纲 关联换算
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电弧射流中常用量热计测量误差分析
5
作者 许考 陈连忠 +1 位作者 陈智铭 欧东斌 《气体物理》 2025年第2期50-60,共11页
根据冷壁热流密度测量值的高低,通常使用塞式量热计、改进的塞式量热计和水卡量热计测量电弧射流流场中模型表面热流密度。由于上述量热计与隔热套及模型之间不可避免地存在传热,或隔热套的热解烧蚀,引起热流密度测量误差。将初始的冷... 根据冷壁热流密度测量值的高低,通常使用塞式量热计、改进的塞式量热计和水卡量热计测量电弧射流流场中模型表面热流密度。由于上述量热计与隔热套及模型之间不可避免地存在传热,或隔热套的热解烧蚀,引起热流密度测量误差。将初始的冷壁热流密度转变至不同时刻的热壁热流密度,并作为对应时刻的边界条件进行非稳态传热计算,对于塞式量热计和改进的塞式量热计,可根据计算的测试端各时刻温度变化计算出新的热流密度值;而对于水卡量热计,可根据稳定时刻进出水温差计算出热流密度值。计算的热流密度值与初始的冷壁热流密度值对比,可以获得3种量热计热流密度测量误差,该方法可以用于指导防热试验的热流密度测量。 展开更多
关键词 电弧射流 量热计 热流密度测量 误差分析 非稳态传热
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BOS测量密度场泊松方程源项快速计算方法 被引量：1
6
作者 张建 张征宇 +4 位作者 杨洋 钱丰学 李小霞 王材钢 罗家杰 《航空学报》 北大核心 2025年第17期59-70,共12页
背景纹影(BOS)是非接触测量流场密度的重要手段,通常采用有限差分法求解泊松方程计算投影密度场,但现有方法计算泊松方程源项(即网格节点上光线偏折角的一阶偏导数)耗时长、突变处精度差。为此,提出基于BOS测量密度场的泊松方程源项快... 背景纹影(BOS)是非接触测量流场密度的重要手段,通常采用有限差分法求解泊松方程计算投影密度场,但现有方法计算泊松方程源项(即网格节点上光线偏折角的一阶偏导数)耗时长、突变处精度差。为此,提出基于BOS测量密度场的泊松方程源项快速计算方法。基于BOS各测量点的光线偏折角数据,创建测量点坐标与光线偏折角场间的哈希函数,旨在快速查找以给定点为中心的局部区域BOS测量点集合及其光线偏折角;建立光线偏折角场中偏折角突变测量点捕捉方法,按突变测量点划分区域,推导并构造区域内偏折角插值型求导公式,基于哈希表和插值型求导公式,分别计算各区域均匀网格节点上光线偏折角的偏导数。仿真试验结果表明:较现有泊松方程源项计算方法,本方法的残差绝对值减小了56.66%,峰值误差减小了75.8%。风洞试验结果表明:较现有方法,本方法解得的空腔模型密度场更精细,加速比为411.85;2 m超风洞“7°(半锥角)的锥柱体模型和某声爆模型”头部微弱激波的测量结果与理论值吻合,激波两侧密度比的最大相对误差为3.9%,流场密度解算正确。因此,本方法提高了密度场测量的速率、精度与微弱激波捕捉能力,工程应用价值大。 展开更多
关键词 密度场重建 光线偏折角 背景纹影 泊松方程 哈希函数
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合成双射流控制水滴轨迹特性实验 被引量：2
7
作者 高天翔 罗振兵 +2 位作者 周岩 彭文强 程盼 《航空学报》 北大核心 2025年第4期39-50,共12页
为进一步发展合成双射流防除冰技术,搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台,通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对水滴轨迹的影响。以水滴受到射流影响375μs后的水平速... 为进一步发展合成双射流防除冰技术,搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台,通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对水滴轨迹的影响。以水滴受到射流影响375μs后的水平速度作指标,评估射流对水滴轨迹特性的影响。激励器与水滴不存在相对运动(转盘静止)时,速度从驱动信号幅值为60 V时的0.65 m/s增大至165 V时的2.29 m/s,增长趋势呈线性。水滴产生时射流所处相位对水滴的轨迹影响较大。保持165 V的驱动信号幅值,不同射流初始相位下的速度可从1.11 m/s变化至4.98 m/s。当合成双射流激励器以4.4 m/s的线速度接近水滴时(通过转盘转动实现),速度从驱动信号幅值为60 V时的1.57 m/s增大至驱动幅值为165 V时的3.25 m/s;并且圆盘本身的转动对速度的影响很小。此外,圆盘转动时速度随射流初始相位的变化相比转盘静止时有一个时间差,但总体变化趋势相近,并且转盘转动时对应的速度更大。实验中射流均能够使得水滴的速度在极短时间内提升至与水滴产生区域射流速度相近的量级。转盘以更高速度转动时(实验中激励器与水滴最大相对线速度可达22.0 m/s),合成双射流仍对水滴轨迹有明显影响。 展开更多
关键词 合成双射流 水滴轨迹 防冰 高速摄影 PIV测试
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六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
8
作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
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动态失速及其实验方法与测量技术研究进展 被引量：1
9
作者 孟宣市 鞠恩博 俞熠 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第7期1-27,I0001,共28页
动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效... 动态失速是一种复杂的非定常、非线性气动现象,广泛存在于直升机、风力机、航空压气机等旋转机械设备运行及飞机大迎角机动、编队飞行过程中。该现象涉及流动分离、剪切层失稳、动态失速涡的生成与演化等问题,并伴随显著的气动力迟滞效应和动态载荷变化,极易导致飞行器升力骤降、阻力急剧增加及颤振等问题。由于非定常转捩预测、大迎角分离以及动态失速可靠模拟等前沿空气动力学问题尚未解决,风洞实验成为揭示动态失速特性及流动机制的核心手段。本文系统综述了动态失速的基本特性与风洞实验方法,重点探讨了压力测量、转捩检测、空间流场精细结构显示与测量技术的研究进展。研究表明,高精度、高分辨率的实验测量技术对于捕捉动态失速过程中的流动特性至关重要,而误差修正技术显著提升了实验结果的可靠性。此外,未来研究需进一步加强多物理场耦合测量技术的开发,并结合智能化风洞实验与机器学习方法,全面解析动态失速的流动机制,为航空航天与风能等领域提供高效的设计优化和流动控制策略。 展开更多
关键词 动态失速 大迎角空气动力学 编队飞行 转捩检测 风洞实验
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分布式烧蚀形貌对高超声速平板边界层不稳定性影响 被引量：1
10
作者 李学良 李创创 +2 位作者 张亚寒 苏伟 吴杰 《航空学报》 北大核心 2025年第2期69-89,共21页
高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后,呈现出分布式粗糙元形貌,而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学φ0.5 m马赫数6高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验,研究了光滑工况及... 高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后,呈现出分布式粗糙元形貌,而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学φ0.5 m马赫数6高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验,研究了光滑工况及高度为0.5、1.0、1.5、2.0 mm的分布式粗糙元表面工况下高超声速平板边界层内不稳定波的演化规律,开展了单位来流雷诺数5.39×10^(6)~1.72×10^(7) m^(-1)系列来流工况研究,明晰了分布式粗糙元高度因素、来流雷诺数对平板边界层不稳定性的影响。试验结果表明,在分布式粗糙元工况下,主导边界层不稳定性的仍为第二模态不稳定波,频率范围约位于60~120 kHz。对于高度低于当地边界层厚度的分布式粗糙元,高度因素对高超声速平板边界层的转捩位置影响较小。分布式粗糙元高度对高超声速平板边界层内第二模态不稳定波沿流向传播速度的影响是非单调性的,存在影响最大的临界高度。不同雷诺数来流条件下,光滑、粗糙工况下的第二模态波特征演化规律基本一致,且不同高度粗糙元工况在相同来流雷诺数下的边界层转捩位置区别不大。 展开更多
关键词 高超声速 烧蚀形貌 边界层转捩 不稳定性 平板模型 风洞试验
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基于脉动压力波数-频率谱的翼型尾缘散射噪声预测 被引量：1
11
作者 余荣科 冯和英 +3 位作者 赵鲲 肖春华 彭睿哲 郭鹏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期182-194,共13页
基于湍流边界层脉动压力波数-频率谱建模的TNO(荷兰国家应用科学研究院)模型是一种翼型尾缘散射噪声快速预测模型。但TNO模型所采用的波数-频率谱忽略了脉动压力源项中的TT项(湍流-湍流项),导致中高频段噪声预测存在较大偏差。为此,优... 基于湍流边界层脉动压力波数-频率谱建模的TNO(荷兰国家应用科学研究院)模型是一种翼型尾缘散射噪声快速预测模型。但TNO模型所采用的波数-频率谱忽略了脉动压力源项中的TT项(湍流-湍流项),导致中高频段噪声预测存在较大偏差。为此,优化模型的流场输入,并引入ChaseⅠ模型的TT项,以提高模型的准确性。基于风洞实验获得的NACA0018翼型远场噪声数据,验证了改进后模型的有效性,结果显示:相较于原始模型采用XFOIL方法计算流场作为波数-频率谱的输入,采用RANS(雷诺平均Navier-Stokes)方法来计算流场输入更为准确;关于高波数区波数-频率谱幅值的预测,是否引入TT项对预测结果的影响较大;改进后的尾缘散射噪声快速预测方法对高频段噪声的预测精度有明显提升;改进前的TNO模型存在噪声预测偏差随着攻角的增大而增大的问题,改进后的模型对此问题有明显缓解。 展开更多
关键词 尾缘散射噪声 快速预测方法 脉动压力 波数-频率谱 湍流-湍流项
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结冰风洞水滴直径标定方法研究 被引量：14
12
作者 易贤 桂业伟 +2 位作者 杜雁霞 朱国林 李军 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期36-41,46,共7页
过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法。该... 过冷水滴粒径大小是重要的结冰云雾参数,获知结冰风洞中的水滴直径,是得到定量结冰风洞实验结果的基础。对于结冰风洞内水滴直径单一或者分布比较集中的情况,提出了一种采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段标定水滴直径的方法。该方法首先采用拉格朗日法数值计算水滴运动轨迹,得到撞击极限随水滴直径变化的关系曲线,在此基础上,进行结冰风洞实验,测量实验得到的水滴撞击极限,通过在撞击极限与水滴直径关系曲线上进行插值,进而得到实验水滴直径大小。采用该方法对0.3m×0.2m结冰风洞内的水滴直径进行了标定,分别计算和测量了25m/s和35m/s两种速度条件下的水滴撞击极限,得到的水滴直径值相差不超过1μm,初步说明该方法的合理性。同时,对于结冰风洞内水滴粒径多尺寸分布的情况,还提出了相应的标定其容积平均直径MVD的方法,该方法在计算水滴收集率的基础上,通过测量驻点处的结冰厚度,实现对MVD的测量。采用本文提出的两种方法进行结冰风洞水滴粒径标定,只需要一般的长度测量工具即可进行,操作方便,成本低廉,克服了常规的水滴直径测量或标定需要专门设备的不足。 展开更多
关键词 飞机结冰 结冰风洞 过冷水滴 水滴直径 撞击极限 拉格朗日法
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极低风速标定系统设计与调试
13
作者 周廷波 张正科 +3 位作者 田永强 郗忠祥 张国彪 高超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期237-257,共21页
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。... 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。 展开更多
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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一种新运行方式脉冲燃烧风洞研制及初步应用 被引量：20
14
作者 刘伟雄 谭宇 +1 位作者 毛雄兵 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2007年第4期59-64,共6页
介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管... 介绍了一座喷管口径为600mm、利用氢与富氧空气混合燃烧产生高焓试验气流的脉冲风洞。风洞首次采用了活塞挤压为加热器供应燃料和路德维希管供应富氧空气的工作方式,实现了风洞试验过程中需多少燃料就供多少燃料,消除了采用路德维希管供燃料存在的弊端。自主研制的大通径快速阀取代了膜片,提高了设备运行效率。风洞在吸气式高超声速技术研究中得到了成功应用。 展开更多
关键词 风洞 脉冲燃烧 活塞挤压 快速阀 吸气式高超声速技术
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气体质量引射对钝锥俯仰特性的影响
15
作者 梁彬 赵俊波 +4 位作者 付增良 周家检 周平 张石玉 孙玮琪 《航空学报》 北大核心 2025年第3期260-268,共9页
采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表... 采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术,通过在钝锥模型表面施加气体引射作用,研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验,引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表明:引射气体质量流量升高,产生较小量的低头力矩;引射作用耦合模型运动周期性变化时,模型俯仰动稳定性导数变化规律明显;引射流量保持恒定时模型俯仰动稳定性不变,结果与无引射作用时一致。 展开更多
关键词 钝锥 烧蚀 质量引射 动稳定性 风洞试验
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斜拉桥拉索风—雨致振动特性风洞试验研究 被引量：17
16
作者 李永乐 卢伟 +1 位作者 陶齐宇 熊文斌 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期36-40,44,共6页
以宜宾长江大桥为工程背景,在对斜拉索特性进行统计的基础上,确定了有代表性的模型风洞试验参数。通过较为系统的模型风洞试验,讨论了来流风速、索水平倾角、来流风向角、降雨量及结构阻尼比等对斜拉索风—雨致振动性能的影响。研究结... 以宜宾长江大桥为工程背景,在对斜拉索特性进行统计的基础上,确定了有代表性的模型风洞试验参数。通过较为系统的模型风洞试验,讨论了来流风速、索水平倾角、来流风向角、降雨量及结构阻尼比等对斜拉索风—雨致振动性能的影响。研究结果表明:在α=25°3、0°且β=25°、30°、35°组合情况下斜拉索易发生雨振,其中心发振风速约为12m/s;斜拉索在小雨甚至'毛毛雨'的情况下易发生雨振;斜拉索雨振对结构阻尼比较为敏感。 展开更多
关键词 斜拉桥 斜拉索 风-雨致振动 风洞试验 气动特性
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面对称高速飞行器横航向控制特性风洞试验研究
17
作者 付增良 张石玉 +5 位作者 周家检 梁彬 赵俊波 周平 孙玮琪 张宇航 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期53-60,I0002,共9页
面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为... 面对称高速飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特征显著的问题,这给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证提出了新的挑战。本文针对新型高速飞行器控制特性评估需求,以面对称高速飞行器模型为研究对象,在1 m量级高速风洞进行了虚拟飞行试验,设计了低阻尼滚转-偏航两自由度运动机构、小型化舵控装置和高性能无线测控系统,成功完成了多种控制策略下的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)机动试验,实现了控制特性评估与控制律对比、验证,为飞行器气动和飞控设计提供了可靠的试验依据和验证平台。 展开更多
关键词 风洞虚拟飞行试验 控制特性评估 控制律 高速飞行器
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强自发光高速侵蚀模拟环境粒子速度场测量
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作者 王宏伟 黄湛 +4 位作者 张骞 李晓辉 石伟龙 任少洁 康国剑 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第5期1-10,共10页
以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大... 以电弧加热器为代表的粒子侵蚀模拟环境具有速度高、温度高、自发光强度大的特点,粒子速度场测量难度增加。针对高速飞行器头部/发动机喉道侵蚀环境模拟中粒子速度场的测量需求,本文通过引入窄带滤光片实现粒子散射光的滤波光谱分离,大幅抑制由电弧加热器高温气流产生的自发光干扰,由此获得高速运动条件下的高信噪比粒子图像,进而发展建立了高温强自发光流动粒子速度测量技术。基于该技术,在总温范围为2150~3570 K条件下,对平均名义粒径分别为20、50μm的Al_(2)O_(3)粒子和石墨粒子开展了粒子速度场测量。结果表明:对于同种粒子材料,总焓提升可以有效提升侵蚀粒子的出口速度分布,其中Al_(2)O_(3)粒子在2150、2770、3570 K条件下的出口平均速度峰值分别为1302、1421、1527 m/s;对比分析发现,石墨粒子虽然具有较大直径,但因其密度较低,出口平均速度峰值可达1539 m/s;侵蚀粒子射流出口速度流向平均值沿径向(x方向)的分布近似正态分布;由于电弧加热器出口流场为自由大气环境,侵蚀模拟射流存在明显的低速剪切边界,剪切边界跨度最小为35.5 mm、最大为45 mm。通过系统对比不同来流条件下出口粒子速度分布和涡量分布,本文揭示了射流边界特性,为粒子侵蚀试验的精细化评估提供了数据支撑。 展开更多
关键词 自发光干扰 粒子侵蚀 电弧加热器 速度场测量 粒子图像测速 窄带滤光
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大型气动声学风洞折线型集气口段流场特性数值研究与试验验证
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作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 马利川 郭昊 梁雯智 侯强中 张瑾 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第11期1-15,I0001,共16页
北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲... 北京航空航天大学4 m×3 m大型全声衬低湍流度、低噪声气动声学风洞(Beihang University Acoustic Wind Tunnel,BHAW)主要用于大型飞机机体部件气动噪声机理与降噪技术研究。集气口段的几何外形和结构尺寸,对引导气流、降低流动冲击及抑制低频脉动和噪声具有重要作用。本文在系统分析声学风洞试验段射流对不同集气口外形冲击与绕流特性的基础上,首次提出了一种折线集气口型,并通过三维数值模拟对其外形尺寸进行了优化。最终确定BHAW风洞集气口结构参数为:集气口末端截面积与试验段截面积之比为1.352,入口段水平直段长度与试验段长度之比约为10%,圆形唇口半径与试验段出口高度之比为0.085,单边收缩角为8°。数值模拟结果表明,当集气口段收缩角超过8°时,气流出现明显分离,且随着角度增大,分离区逐步扩展,冲击面积比线性增大。大涡模拟显示,折线型集气口的壁面压强脉动较小,主要涡结构为射流边界层的脱落涡,频率为13.3 Hz,相应的斯特劳哈尔数St为0.57。风洞测量结果表明:在闭口试验段风速35~100 m/s范围内,动压稳定性系数为0.00197~0.001,达到国军标先进指标η≤0.002要求;在开口试验段风速35~80 m/s范围内,动压稳定性系数为0.0048~0.0036,达到国军标合格指标η≤0.005要求,且为闭口试验段的2.4~3.6倍;在设计风速下,开口试验段模型区动压场系数分布|μi|≤0.5%,满足国军标合格指标要求,在闭口试验段模型区内|μi|≤0.2%,满足国军标先进指标要求;在开口试验段设计风速80 m/s下,风洞远场噪声级为74.0~74.4 dB(A)。与RTRI风洞相比,BHAW风洞在低频区噪声降低约7 dB,高频区噪声水平两者相当,整体声压级比RTRI风洞低1~0.6 dB。综上所述,折线型集气口设计方案合理可行,能够有效稳定试验段气流场,降低噪声和湍流度,具有较强的工程应用潜力。 展开更多
关键词 气动声学风洞 折线型集气口 数值模拟 流动稳定性 气动噪声
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转捩位置对尖锥静/动气动特性影响的数值模拟
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作者 王新光 陈琦 +2 位作者 张毅锋 何琨 万钊 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第9期1-9,I0001,共10页
高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞... 高速再入飞行器在进入临近空间时,随着雷诺数的增大会发生边界层转捩,改变飞行器的物面压力和摩阻分布,进而影响气动特性和操稳特性。轴对称飞行器由于迎风面和背风面的转捩发生位置不同形成的非对称转捩会产生诱导力和力矩,从而影响飞行器的静/动稳定性。本文基于高速数值模拟软件分析转捩对尖锥的静/动稳定性影响规律,通过给定圆锥壁面转捩位置,在其法向扩展构造出转捩控制面,实现了不同形状和位置的强制转捩模拟,强迫俯仰振动下的非定常流场数值模拟和分析结果表明:非对称转捩阵面会影响尖锥气动力/力矩的变化,随着转捩阵面后移,俯仰静稳定性降低,而动稳定性增强;边界层转捩诱导出压力和摩阻增量,在总附加力矩动导数中压力分量占主导。 展开更多
关键词 计算流体力学 转捩 静/动稳定性 圆锥 非定常流动 数值模拟
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