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基于摄影测量前方交会的翼伞风洞测试方法
1
作者 谷涧 张卫生 杨锋魁 《测控技术》 2026年第1期25-30,共6页
探索了柔性翼伞在风洞试验中的测试方法,采用摄影测量前方交会法同步拍摄翼面上的多个特征点,获取特征点的三维坐标,计算出翼伞在不同工况下的实际迎角。测试翼伞在不同迎角下的气动力矩参数的变化情况,分析迎角与翼伞升阻力的关系,为... 探索了柔性翼伞在风洞试验中的测试方法,采用摄影测量前方交会法同步拍摄翼面上的多个特征点,获取特征点的三维坐标,计算出翼伞在不同工况下的实际迎角。测试翼伞在不同迎角下的气动力矩参数的变化情况,分析迎角与翼伞升阻力的关系,为优化翼伞设计提供了定量依据。该测试方法解决了传统风洞测试中柔性翼伞动态变形难以精确量化的问题,为翼伞的气动性能优化与工程应用提供了关键的技术支撑。 展开更多
关键词 摄影测量 前方交会 风洞试验 柔性翼伞
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展向流动分量对地面效应条件下组合翼气动特性的影响初探
2
作者 张思博 陈红勋 代钦 《工程力学》 北大核心 2026年第2期270-278,共9页
以地面效应条件下组合翼(compound wing)气动特性的风洞实验和翼尖涡PIV速度场的拖曳水槽实验结果为依据,总结了组合翼与平直翼升力和阻力差异的基本规律,并在分析翼尖涡流场演化特征的基础上,着重从展向机翼流动的观点初步探讨了气动... 以地面效应条件下组合翼(compound wing)气动特性的风洞实验和翼尖涡PIV速度场的拖曳水槽实验结果为依据,总结了组合翼与平直翼升力和阻力差异的基本规律,并在分析翼尖涡流场演化特征的基础上,着重从展向机翼流动的观点初步探讨了气动力变化的机理。实验所采用的组合翼由中段平直翼和两侧外段带下反角的矩形翼组成。通常在自由空间中飞行时,下反角使机翼的横侧稳定性降低,滚转敏捷性提高,对机翼的气动性能影响并不大,但该实验结果表明:在地面效应条件下,下反角使机翼的升力和阻力均发生改变。越靠近地面,下反角大的组合翼升力增加的效果越明显,而PIV速度场测量的结果显示,组合翼的下反角结构能够抑制翼尖涡的生成和发展,有利于减小机翼的诱导阻力。此外,在特定工况下还发现翼尖涡流场中伴随有二次涡生成,诱导并耗散翼尖涡强度,从而削弱下洗运动,可进一步降低机翼的诱导阻力。 展开更多
关键词 机翼地面效应 组合翼 下反角 气动力 翼尖涡
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JF-22超高速风洞理论基础与关键技术
3
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
4
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
5
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
6
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
7
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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储能系统在短时风洞类试验中的应用研究
8
作者 杨艳男 《电气技术与经济》 2026年第1期68-71,75,共5页
短时风洞类试验(如高超声速风洞、脉冲风洞等)具有瞬时功率需求高、试验时间短、负荷波动剧烈等特点,对电网稳定性和设备供电能力提出了严峻挑战。传统的供电方式存在效率低、成本高、建设周期长、对电网冲击大等问题。储能系统具有功... 短时风洞类试验(如高超声速风洞、脉冲风洞等)具有瞬时功率需求高、试验时间短、负荷波动剧烈等特点,对电网稳定性和设备供电能力提出了严峻挑战。传统的供电方式存在效率低、成本高、建设周期长、对电网冲击大等问题。储能系统具有功率双向调节、建设周期短、可实现短时冲击负荷的快速补充、功率控制精度高等特点。本文以储能系统为核心,从并网运行优化、动态扩容支撑等维度出发,探讨其在短时风洞试验中的关键技术及应用价值,试验结果表明储能系统作为电网动态扩容时,控制精度可以达到±1kW。本文可以为短时风洞类项目提升试验效率、降低用能成本提供理论支持。此外,在试验空闲时可以为电网削峰填谷,可以实现绿色低碳目标。 展开更多
关键词 风洞 短时工作 动态扩容 削峰填谷
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美国风洞为何“吹”不出来
9
作者 闫文虎 张楷力 +1 位作者 殷学斌 王盛 《瞭望》 2026年第2期54-56,共3页
美国认为,在高超音速风洞建设上,美国已落后世界风洞强国至少20年。风洞强国已建成覆盖亚音速到高超音速的全谱系风洞,形成了5〜35马赫的连续测试走廊。相比之下,美国风洞数量虽多,但与高超音速飞行相关的高性能风洞性能和数量都面临瓶... 美国认为,在高超音速风洞建设上,美国已落后世界风洞强国至少20年。风洞强国已建成覆盖亚音速到高超音速的全谱系风洞,形成了5〜35马赫的连续测试走廊。相比之下,美国风洞数量虽多,但与高超音速飞行相关的高性能风洞性能和数量都面临瓶颈。综合技术差距、预算分配和工业基础等因素来看,美国短期内(2025~2030年)研发出六代机和高超音速导弹的可能性极低。 展开更多
关键词 美国风洞 风洞强国 高超音速风洞
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小型高速风洞测控系统设计
10
作者 韩晓东 宋伟 +2 位作者 徐思铭 蔺子昂 黄紫 《工业控制计算机》 2026年第1期11-13,共3页
针对小型开口式高速风洞的结构特点,设计一套风洞测控系统,旨在通过精确控制风洞内马赫数来模拟各种飞行条件。主要介绍风洞总体设计与一些关键技术,如风洞的本体结构,以及针对风洞的测量系统,风洞总体的控制流程与控制算法的设计,及在... 针对小型开口式高速风洞的结构特点,设计一套风洞测控系统,旨在通过精确控制风洞内马赫数来模拟各种飞行条件。主要介绍风洞总体设计与一些关键技术,如风洞的本体结构,以及针对风洞的测量系统,风洞总体的控制流程与控制算法的设计,及在初期流场调试中的数据结果分析。实验结果表明,该控制系统能够有效地实现风洞内气流的精确控制,并且具备较高的安全性、稳定性完全满足流场控制设计和试验要求,具有广阔的应用前景。 展开更多
关键词 测控系统 开口式高速风洞 控制算法
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全声衬低湍流度低噪声工程型风洞降噪设计技术试验研究 被引量：1
11
作者 刘沛清 陈阅 +6 位作者 茹履京 郭昊 梁温馨 舒宜丰 张奥喆 屈秋林 胡天翔 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期1-21,I0001,共22页
为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方... 为了提高气动声学风洞的测试精度和降低背景噪声,本文围绕北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度、低噪声气动声学风洞(BHAW)的降噪设计,依托D5气动声学风洞试验,系统研究了风扇段、洞体、声学导流片及集气口段等关键部段的声学处理方案。参考DNW-LLF风洞的设计经验,并结合D5风洞试验结果,BHAW风洞在保持高流场品质的同时,采用洞体全声衬声学处理方案。具体措施包括:风扇段采用微穿孔板(穿孔率2%)加600 mm厚吸声材料,抑制中低频旋转噪声;风洞流道布置200 mm厚吸声材料;第一扩散段在穿孔板外铺设透声毛毡(厚度3 mm),以降低摩擦再生噪声;4个拐角实施创新性双面声衬、中间微透气的双圆弧导流片;集气口段采用收缩角度8°的穿孔板加吸声棉,并在外表面包裹透声毛毡,以削弱冲击噪声。风洞测量结果表明:在不同风速下开口试验段模型区的湍流度为0.07%~0.095%,闭口试验段模型区湍流度为0.041%~0.046%(小于0.05%的设计指标),开口试验段湍流度约为闭口试验段的1.7~2.1倍。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)(小于75 dB(A)的设计指标)。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低0.6~1.0 dB。 展开更多
关键词 气动声学风洞 全声衬 微穿孔板 主动隔振 噪声控制 风洞实验
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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
12
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
13
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
14
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
15
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
16
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
17
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
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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
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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
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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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