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火星条件下DBD激励对NACA 0012翼型气动特性的影响
1
作者 王荣超 高永新 +2 位作者 汪忠明 李益文 姚程 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第8期36-49,I0001,共15页
针对火星大气季节性波动导致的火星无人机翼型升力衰减问题,通过数值模拟方法,在火星低雷诺数、高马赫数条件下研究介质阻挡放电(dielectric barrier discharge,DBD)等离子体激励的作用位置、激励电压及激励频率对NACA 0012翼型升力的... 针对火星大气季节性波动导致的火星无人机翼型升力衰减问题,通过数值模拟方法,在火星低雷诺数、高马赫数条件下研究介质阻挡放电(dielectric barrier discharge,DBD)等离子体激励的作用位置、激励电压及激励频率对NACA 0012翼型升力的影响规律。研究结果表明,翼型上壁面处的DBD激励具有显著的增升效果,且最佳激励位置与攻角密切相关:当攻角为5°时,尾缘处(x_(p)=0.9c)激励效果最佳,可实现106%的升力提升;当攻角增至15°时,前缘处(x_(p)=0.1c)激励效果最好,升力提升幅度达44%。通过提高激励频率和电压参数,可进一步强化DBD激励的增升效果。作用机理分析表明,DBD等离子体激励可有效抑制翼型表面流动分离现象、显著扩大翼型上下表面压力差和改变流场涡量分布,从而提升翼型气动性能。本研究在火星环境参数下定量验证了DBD激励技术对翼型气动性能的提升效果,为火星无人机应对大气波动提供了有效的主动流动控制解决方案。 展开更多
关键词 火星 无人机 低雷诺数 高马赫数 介质阻挡放电 翼型增升
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自由曲面叶片直纹面化对叶轮气动性能的影响研究
2
作者 魏国家 魏兆成 孙玉莹 《机械设计与制造》 北大核心 2025年第6期197-202,209,共7页
以工程中某直径400mm自由曲面叶轮为研究对象,将自由曲面叶片转化为直纹面以降低铣制成本,同时,为了确定叶片转化后对气动性能的影响,使用CFD软件Numeca模拟了在三个马赫数下自由曲面叶轮和转换后的直纹面叶轮内部流场情况,并在模型级... 以工程中某直径400mm自由曲面叶轮为研究对象,将自由曲面叶片转化为直纹面以降低铣制成本,同时,为了确定叶片转化后对气动性能的影响,使用CFD软件Numeca模拟了在三个马赫数下自由曲面叶轮和转换后的直纹面叶轮内部流场情况,并在模型级试验台上进行气动性能试验验证。试验结果与数值分析结果均显示,转化后的直纹面叶轮与自由曲面叶轮对比,整体流量范围拓宽11%,设计工况下能量头系数τ提高了6.8%、压比ε提高1.5%、多变效率ηpol接近相同,则证明两者气动性能接近相同。通过进一步研究,产生以上结果的原因是转换后的直纹面叶轮叶片进口安装角度略变小,使得叶片前缘低能流体区减少,有效地提升了压比和多变效率;同时,转化后的直纹面叶轮进口喉部面积略增大,使得叶轮的稳定流量范围拓宽。基于以上研究成果,成功将转化后的直纹面叶轮应用于生产实践。 展开更多
关键词 自由曲面 直纹面 直纹面转化 气动性能 低能流体区 马赫数 流量系数
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高马赫数低雷诺数的涡轮叶栅试验 被引量：2
3
作者 段文华 陈伟杰 +1 位作者 赵鑫雨 乔渭阳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期418-427,共10页
以高速低压涡轮叶型为研究对象,在高马赫数低雷诺数条件下,对叶栅损失进行了平面叶栅试验研究和数值模拟研究。试验研究了等熵出口马赫数范围0.66~1.23,雷诺数范围1.1×10^(5)~9.0×10^(5)条件下平面叶栅损失特性,并对典型工况... 以高速低压涡轮叶型为研究对象,在高马赫数低雷诺数条件下,对叶栅损失进行了平面叶栅试验研究和数值模拟研究。试验研究了等熵出口马赫数范围0.66~1.23,雷诺数范围1.1×10^(5)~9.0×10^(5)条件下平面叶栅损失特性,并对典型工况下的流场进行了数值模拟。重点分析了高亚声速条件下雷诺数对叶栅性能的影响及跨声速条件下不同雷诺数条件下激波对边界层流动的影响。结果表明:在高亚声速条件下,随着雷诺数的降低,吸力面从无分离逐步发展为闭式分离泡,最终开式分离;层流分离的起始位置受等熵出口马赫数影响不大,出口马赫数影响分离边界层的转捩和再附。跨声速条件下叶片吸力面将会发生激波层流边界层干涉,干涉后的边界层流动取决于雷诺数大小和激波的强度。数值模拟的结果与试验结果一致性良好,但在极低雷诺数条件下对压力系数的预测存在数值上的差异。 展开更多
关键词 高马赫数 低雷诺数 低压涡轮 平面叶栅试验 边界层 激波
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Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
4
作者 李震乾 石义雷 +4 位作者 梁杰 陈爱国 皮兴才 龙正义 杨彦广 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期72-80,共9页
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总... 目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。 展开更多
关键词 Sivells方法 高马赫数 低总压 喷管流场 射流流场 轴对称型面喷管
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宽速域超燃冲压发动机流动燃烧过程研究进展 被引量：8
5
作者 纪鉴恒 蔡尊 +2 位作者 王泰宇 孙明波 王振国 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期19-45,共27页
随着对未来高超声速飞行器机动飞行需求的不断提升,发展宽速域超燃冲压发动机技术显得尤为重要,而宽范围来流条件将使得燃烧室内的流动、混合及燃烧等过程产生显著变化。尤其是超声速燃烧主要由混合过程所主导,呈现为典型的扩散火焰,来... 随着对未来高超声速飞行器机动飞行需求的不断提升,发展宽速域超燃冲压发动机技术显得尤为重要,而宽范围来流条件将使得燃烧室内的流动、混合及燃烧等过程产生显著变化。尤其是超声速燃烧主要由混合过程所主导,呈现为典型的扩散火焰,来流条件的变化对燃料输运及混合过程影响极大,混合状态的改变进而会引起燃烧不稳定等一系列非稳态燃烧现象。本文对宽速域超燃冲压发动机流动燃烧过程进行了综述分析。首先,对超燃冲压发动机基本工作过程及应用进行了简要介绍;然后,分别论述了国内外关于低马赫数来流、高马赫数来流以及宽速域来流典型条件下超声速流动燃烧过程中亟待解决的关键问题和研究进展;最后,进行了总结并对后续研究提出了建议。 展开更多
关键词 宽速域 超燃冲压发动机 超声速燃烧 低马赫数 高马赫数
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一种先进超声速民机低声爆高效气动布局设计 被引量：12
6
作者 李军府 陈晴 +7 位作者 王伟 韩忠华 谭玉婷 丁玉临 谢露 乔建领 宋科 艾俊强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期115-133,共19页
低声爆高效气动布局设计是超声速民机研究的重点和关键技术之一。采用基于声爆最小化理论反设计方法、波系有益干扰后体设计方法、参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法,提出了一种先进超声速民机低声爆气动布局,对每一步降低声爆... 低声爆高效气动布局设计是超声速民机研究的重点和关键技术之一。采用基于声爆最小化理论反设计方法、波系有益干扰后体设计方法、参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法,提出了一种先进超声速民机低声爆气动布局,对每一步降低声爆的效果进行了分析并研究了该布局的全声爆毯特性;采用CFD数值求解近场声爆信号并通过Burgers方程传播到远场,研究了飞行高度、飞行马赫数等参数对该气动布局地面声爆响度的影响;采用CFD数值模拟方法研究了飞行高度、马赫数等参数对该气动布局气动特性的影响。研究表明,采用基于声爆最小化理论反设计方法降低了基准气动布局的地面声爆响度约6.54 PLdB,采用波系有益干扰后体设计方法进一步使地面声爆响度降低了约0.97 PLdB,采用参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法使气动布局地面声爆响度进一步降低了约4.04 PLdB;合理地设计飞行高度、飞行马赫数,可以有效地降低地面声爆响度;合理地选择巡航飞行高度和巡航飞行马赫数,可以有效地提高巡航效率。研究工作对超声速民机气动布局设计具有一定的工程指导价值,对超声速民机总体气动方案设计亦具有一定的工程借鉴意义。 展开更多
关键词 超声速民机 低声爆 气动布局 地面声爆响度 巡航效率 马赫数 飞行高度 机翼后掠角
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无源微脉冲射流抑制叶栅气流分离的初步实验 被引量：7
7
作者 朱剑锋 黄国平 +1 位作者 傅鑫 付勇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期391-397,共7页
基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术，在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究，得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性．对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz，对应的斯特劳哈尔数Sr约为0．2）进... 基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术，在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究，得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性．对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz，对应的斯特劳哈尔数Sr约为0．2）进行了无源微脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究，并针对148Hz到840Hz频率范围内的无源微脉冲射流控制分离流的效果进行了实验测量分析．实验结果表明：在分离涡主频0．85～1．20频率范围内，控制效果最为明显；相比于开缝吹气等定常射流控制方式，无源微脉冲射流控制方式引气流量小，大幅降低了引气对压力面流动特征及叶栅总体性能的影响． 展开更多
关键词 微脉冲射流 非定常 气流分离 平面叶栅 低马赫数
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锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验 被引量：12
8
作者 梁勇 陈迎春 +3 位作者 赵鲲 孙静 卢翔宇 赵昱 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第8期104-116,共13页
当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声... 当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数(0.2 Ma/0.25 Ma)条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55m×0.4m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。 展开更多
关键词 起落架/舱体耦合噪声 前缘锯齿扰流单元 空腔Rossiter模态 声学风洞试验 低马赫数
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低马赫数射流噪声的数值计算研究 被引量：6
9
作者 潘甫生 邓兆祥 +1 位作者 赵海军 杨杰 《内燃机工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期34-38,共5页
针对抗性消声器中扩张结构和尾管引起的射流噪声问题,建立了低马赫数射流噪声有限元分析模型。基于双方程k-ε紊流模型理论对射流速度场进行了计算,发现喷射流的势核周围形成一段湍化程度极高的气流。采用Lighthill-Curle声学理论预测... 针对抗性消声器中扩张结构和尾管引起的射流噪声问题,建立了低马赫数射流噪声有限元分析模型。基于双方程k-ε紊流模型理论对射流速度场进行了计算,发现喷射流的势核周围形成一段湍化程度极高的气流。采用Lighthill-Curle声学理论预测了射流噪声,并通过试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性。研究表明,喷射噪声主要集中在势核周围,说明势核是引起射流噪声的主要原因。通过对指向性的研究表明,低马赫数射流最大噪声主要分布范围为15°~60°。 展开更多
关键词 内燃机 低马赫数 射流噪声 计算气体声学 指向性
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带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析 被引量：5
10
作者 王益锋 邵松 +1 位作者 朱清华 张呈林 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期2063-2074,共12页
研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷... 研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因. 展开更多
关键词 颤振 动态失速 低马赫数 结构非线性 分岔
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低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程 被引量：6
11
作者 王璐 高亮杰 +1 位作者 钱战森 赵勇 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第S1期112-118,共7页
作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明:上游凹腔内大涡结构有... 作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明:上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。 展开更多
关键词 低马赫数 多凹腔燃烧室 非稳态燃烧 数值模拟 喷射
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声波衰减的数值模拟 被引量：9
12
作者 黄竞 何雅玲 李茹 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期202-204,共3页
为了采用计算流体力学方法对热声制冷机进行数值模拟,以突破热声热机现有计算方法的限制,基于压力修正算法的基本思想开发了用于模拟非稳态小马赫数可压缩流动的数值程序,并将其应用于声波衰减的数值模拟.对一维及二维声波衰减过程的模... 为了采用计算流体力学方法对热声制冷机进行数值模拟,以突破热声热机现有计算方法的限制,基于压力修正算法的基本思想开发了用于模拟非稳态小马赫数可压缩流动的数值程序,并将其应用于声波衰减的数值模拟.对一维及二维声波衰减过程的模拟显示,数值计算的结果与声学理论的预测符合良好,说明了方法的正确性. 展开更多
关键词 声波衰减 低马赫数可压缩流动 SIMPLE算法
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低速条件下压气机静叶栅中弯叶片对变攻角性能影响的数值分析 被引量：2
13
作者 张永军 陈浮 +2 位作者 冯国泰 苏杰先 王仲奇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期396-402,共7页
使用数值计算的方法对某型压气级静叶栅的直叶片与弯叶片变攻角特性进行了对比研究,结果发现弯叶片对正攻角下的流场特性有明显的影响。由于端区扩压因子的减小和近端区吸力面一侧的密流的增加,所以弯叶片能够消除或推迟在大正攻角下近... 使用数值计算的方法对某型压气级静叶栅的直叶片与弯叶片变攻角特性进行了对比研究,结果发现弯叶片对正攻角下的流场特性有明显的影响。由于端区扩压因子的减小和近端区吸力面一侧的密流的增加,所以弯叶片能够消除或推迟在大正攻角下近吸力面角区分离的产生。弯叶片也因此可以扩大叶栅稳定工况范围,分析结果表明在某一弯角(20°)时,达到最大,临界攻角为16°。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 低速 攻角 压气机静叶 弯叶片 临界攻角 数值分析
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低速叶型气动反问题设计方法 被引量：7
14
作者 杜磊 宁方飞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第7期1180-1188,共9页
低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian... 低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian矩阵和流动方程的系数矩阵相似,因而在低流动马赫数下,求解共轭方程存在着与求解流动方程相同的数值污染和数值刚性问题。首先推导了带有预处理的Roe格式,然后发展了适合全速度流动的共轭方程求解方法,最后选取翼型和叶栅两个典型算例进行了验证。计算结果表明所发展的方法可很好地用于低马赫数时的气动反问题设计。 展开更多
关键词 低马赫数 预处理 共轭方程 反问题设计 敏感性导数
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低马赫数流动数值模拟方法的研究 被引量：3
15
作者 向大平 邓小刚 毛枚良 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第4期373-378,共6页
在文献[1,2]提出的一种低马赫数流动数值模拟新方法的基础上,本文作者进一步优化了算法,确定了该方法适用的马赫数范围,讨论了参数σ对计算的影响。大量的定常/非定常、低雷诺数/高雷诺数流动的计算结果表明这种方法具有计算精度高。
关键词 马赫数 计算方法 数值模拟 空气流动 压力场
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低耗散TVD格式及叶轮机内低马赫数流动模拟 被引量：4
16
作者 李雪松 徐建中 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期442-447,共6页
推导了条件化预处理矩阵在守恒变量下的形式,以及三维任意曲线坐标系下的相应的系统特征值与特征矩阵。根据预处理技术修正了任意曲线坐标下的H arten-TVD格式,得到低耗散TVD格式,并讨论了抑制了压力速度失耦的方法。分别使用修正后低... 推导了条件化预处理矩阵在守恒变量下的形式,以及三维任意曲线坐标系下的相应的系统特征值与特征矩阵。根据预处理技术修正了任意曲线坐标下的H arten-TVD格式,得到低耗散TVD格式,并讨论了抑制了压力速度失耦的方法。分别使用修正后低耗散格式与未修正的格式,对高负荷低压涡轮叶栅T 106内低速流动:进口马赫数分别为0.1,0.01和0.001,进行数值模拟。计算表明,未修正格式不能得到有意义的结果,而修正后的低耗散格式,即使在极低的马赫数流动下,也工作良好。同时可以注意到:对于无粘流动,三种进口马赫数条件下,流场内等压线分布几乎是一致的。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 预处理 低耗散 Harten-TVD 叶轮机 低马赫数流动
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圆柱及切割圆柱低Mach数绕流气动声辐射 被引量：2
17
作者 蔡建程 余梦瑶 +2 位作者 陈超倩 夏文俊 鄂世举 《声学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期978-988,共11页
以柱体绕流声辐射为研究对象,探讨低Mach数流动气动声定量预测方法。首先,理论分析Lighthill声类比理论与基于流体动力学压力对时间求导的扰动分离模型之间内在联系。其次,利用计算流体动力学对圆柱及其尾部切割后的亚临界流态绕流进行... 以柱体绕流声辐射为研究对象,探讨低Mach数流动气动声定量预测方法。首先,理论分析Lighthill声类比理论与基于流体动力学压力对时间求导的扰动分离模型之间内在联系。其次,利用计算流体动力学对圆柱及其尾部切割后的亚临界流态绕流进行二维数值求解,分析两种湍流模型的流场计算效果。最后,分别使用声类比理论FW-H方程及扰动分离模型进行柱体绕流气动声辐射定量预测,分析声指向性及频谱特性。数值结果表明声类比理论与扰动分离模型预测的声辐射频谱相似,但前者的幅值略高;圆柱尾部切割使尾流脉动增强,导致声辐射变大。 展开更多
关键词 声类比 声扰动方程 低Mach数流动 柱体绕流
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基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算 被引量：1
18
作者 邵松 朱清华 +1 位作者 张呈林 倪先平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期137-144,共8页
Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气... Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中. 展开更多
关键词 非定常 动态失速 状态空间 低马赫数 翼型气动载荷
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低马赫数方法在自然对流数值模拟的应用 被引量：1
19
作者 韦安阳 樊建人 +1 位作者 罗坤 王则力 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第9期1549-1552,共4页
采用低马赫数近似的方法来对大温差驱动的自然对流问题进行数值模拟。低马赫数近似是通过将全可压的Navier—Stokes方程中声波进行过滤，从而在马赫数较低的流动中忽虑声波对流场的影响。声波过滤后的方程具有不可压缩N—S方程的特点，... 采用低马赫数近似的方法来对大温差驱动的自然对流问题进行数值模拟。低马赫数近似是通过将全可压的Navier—Stokes方程中声波进行过滤，从而在马赫数较低的流动中忽虑声波对流场的影响。声波过滤后的方程具有不可压缩N—S方程的特点，但可以求解温度和密度变化较大的问题。首先，通过对盖顶驱动流的数值模拟，验证了本文方法的可靠性。本文对常重力下，瑞利数为100的大温差驱动自然对流进行数值模拟，并且与简单不可压方程的结果进行比较，发现在大温差的情况下Boussineq假设并不能给出很精确的结果。 展开更多
关键词 低马赫数 声波过滤 自然对流 数值模拟
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低马赫数射流火焰多维直接数值模拟 被引量：1
20
作者 蒋勇 邱榕 +1 位作者 宋崇林 姜蓬 《燃烧科学与技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期16-22,共7页
应用高精度类谱紧致Padé格式,配合特征边界(NSCBC)技术,采用方程分裂的投射算法,并通过可变系数Poisson方程多重网格求解,使得散度约束条件获得满足,克服了模拟中虚假热膨胀问题,发展了针对低马赫数射流火焰的直接模拟程序.对2种... 应用高精度类谱紧致Padé格式,配合特征边界(NSCBC)技术,采用方程分裂的投射算法,并通过可变系数Poisson方程多重网格求解,使得散度约束条件获得满足,克服了模拟中虚假热膨胀问题,发展了针对低马赫数射流火焰的直接模拟程序.对2种典型的射流火焰问题进行了较为详细的计算,表明在零初始速度条件下,射流火焰具有Kelvin-Helmholtz涡旋结构,但与可变密度射流相比,后涡旋区域大尺度运动衰减较快.在平行流动初始条件下,射流火焰具有一致的射流不稳定控制频率,同时射流火焰本身具有绝对不稳定性特征. 展开更多
关键词 低马赫数 射流火焰 直接数值模拟 变系数Poisson方程
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