期刊,气动研究与试验 2024年卷2期_国家学术搜索

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气动研究与试验

气动研究与试验/Journal Aerodynamic Research & Experiment

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边界层控制:从微扰到改造

杨延涛朱金阳吴介之

1-35页

查看更多>>摘要：在大雷诺数下,边界层是把双刃剑.为了保持并增强它的有利效应(如附着边界层提供的升力),并抑制它的有害效应(如摩阻、失稳和转捩成湍流、分离导致的失速和非定常旋涡流动、噪声、气动加热等),一百多年来,边界层控制一直是流动控制研究的首要任务.21世纪以来,在高性能生物流动的启发下,人们开始对边界层本身的改造,使之变成外部势流和固壁之间的低剪切隔离层,从而回归能达到极高升阻比的无旋绕流,即逼近Lighthill提出的所谓"d'Alembert定理"(而不是d'Alembert佯谬)这个战略目标.本文阐述控制和改造的物理基础,介绍了在第一阶段用微激振控制边界层分离与分离流的案例,以及在第二阶段用柔壁行波和超疏水微结构把边界层改造成低剪切隔离层的进展.同时解释了不失速的高升力产生机制.

关键词：

边界层控制和改造微激振边界涡量流控制d'Alembert定理分离流柔壁行波流体滚动轴承Stokes层超疏水微结构不失速高升力

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可重构布局无人机总体概念设计研究进展

王晓璐刘威威李卓远祝顺顺...

36-41页

查看更多>>摘要：本文介绍了可重构布局无人机的背景和特征,将可重构布局无人机划分为地面可重构和空中可重构两大类.在机体特征上,指出机翼是布局重构时的主要关注部件,分类介绍了可重构布局无人机总体概念设计典型案例.归纳了跨布局多目标设计、空中状态感知与智能控制、制造成本与经济性等关键技术问题,并对未来发展趋势进行了展望.

关键词：

可重构布局无人机概念设计气动布局气动设计

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脉冲等离子体激励控制翼型动态失速风洞试验研究

杨鹤森梁华吴云赵光银...

42-51页

查看更多>>摘要：为探索毫秒脉冲等离子体激励(AC-DBD)和纳秒脉冲等离子体激励(NS-DBD)控制翼型动态失速的效果,本文开展了SC-1095旋翼翼型的动态失速风洞试验研究.首先,基于雷诺数为6.5×105的静态翼型失速特性,设置了动态失速试验的状态.在翼型动态失速试验中,保持来流速度U∞=30m/s、翼型运动规律α(t)=16°+8°sin(ωt)不变,分别在相同激励参数组合和相同功率输入条件下,对比了毫秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励控制翼型动态失速的效果.研究发现在试验设置的参数条件下,毫秒脉冲和纳秒脉冲激励均能减小翼型动态升力迟滞回线的面积,减小低头力矩并改善阻力特性;但无论是在相同的激励参数组合下还是在相同功率输入的条件下,纳秒脉冲激励的控制效果均优于毫秒脉冲激励,这体现了纳秒脉冲激励在控制翼型动态失速中的优势.

关键词：

翼型动态失速等离子体脉冲激励流动控制风洞试验

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引射火箭启动过程的进气道动态特性仿真研究

易理哲黄玥王启星朱呈祥...

52-58页

查看更多>>摘要：引射火箭冲压(ERJ)被认为是有效解决多通道涡轮基组合动力中涡轮机与冲压发动机推力不连续问题的重要技术途径之一.本文采用三维瞬态数值模拟的方法对ERJ全流道结构进行计算分析,旨在研究涡轮/火箭/冲压多通道组合动力ERJ通道火箭启动过程对组合进气道的影响及ERJ通道的性能特点.研究表明,火箭低工况启动后ERJ通道高压区随火箭射流向下游喷管区域传播,在喷管区受限反向前传导致进气道结尾激波前移,直至达到压力平衡状态后维持在某一区域内驻定.结尾激波前移直到正激波完全推出组合进气道ERJ通道,该通道空气流量降低20.72%,ERJ通道的推力较结尾激波未推出时的平均推力降低近16%,合理设置火箭启动及变工况方案有利于涡轮/火箭冲压组合动力推力接续的平稳过渡.

关键词：

涡轮基组合动力引射火箭冲压通道组合进气道数值模拟

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基于误差反向传播神经网络的机弹分离轨迹预测研究

胡豹高永卫昔华倩

59-65页

查看更多>>摘要：载机投放炸弹或发射导弹的机弹分离过程对于飞行安全和任务完成具有重要意义.为了从有限的试验或计算数据中尽可能全面、细致地预测分离轨迹,根据某型飞机投弹的计算流体力学模拟结果,基于误差反向传播(BP)神经网络方法,研究确定了模型的隐藏层层数、隐藏层神经元数目和训练函数,建立了分离过程中导弹的空气动力学性能预测模型.经与风洞试验结果对比验证,本文基于BP神经网络的机弹分离轨迹预测方法可行,为类似问题的研究提供参考思路.

关键词：

轨迹预测机弹分离预测模型BP神经网络安全边界

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旋翼桨尖涡高精度数值模拟平台开发

韩少强宋文萍韩忠华

66-77页

查看更多>>摘要：针对旋翼流场涡尾迹的高精度数值模拟需求,本文进行了结构化运动嵌套网格技术、高阶精度数值格式、大规模分块并行计算技术、非定常RANS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方法研究,开发了常规单旋翼/共轴双旋翼计算网格系统生成软件、运动嵌套关系辨识软件、嵌套网格任意分块及嵌套信息匹配软件、旋翼复杂流动高精度并行数值模拟软件,建立了可用于各类旋翼在悬停和前飞状态下的非定常涡流场高精度数值模拟的高效并行化自主软件平台.运用所发展的方法和软件平台,进行了常规单旋翼和共轴双旋翼涡尾迹结构的高精度数值模拟.结果表明,该数值模拟平台具有较高的计算效率和计算精度,同时能够捕捉到精细的桨尖涡结构及其非定常生成、发展和演化过程.

关键词：

旋翼桨尖涡非定常流动高阶格式并行计算RANS方法

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基于深度学习的直升机旋翼翼型流场预测

王博吴榕招启军周海峰...

78-88页

查看更多>>摘要：本文提出了一种基于深度学习的直升机旋翼翼型流场预测方法.首先,采用计算流体力学(CFD)方法对样本集内的NACA系列翼型在不同马赫数和迎角状态下的流场进行预测,建立旋翼翼型流场数据库;然后,基于数据库训练卷积神经网络,建立旋翼翼型流场预测的人工智能方法;最后,针对测试集内翼型在不同马赫数和迎角状态下的流场进行预测,并与CFD计算结果对比.结果表明,深度学习方法可以有效地预测不同状态下旋翼翼型的流场特征,快速获取翼型流场数据,大幅减少了人为操作与CFD计算代价,在保证翼型流场预测精度的同时有效地提高了计算效率.

关键词：

旋翼翼型CFD方法深度学习卷积神经网络流场预测

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直升机旋翼下洗流对涡轴发动机进气道的影响数值模拟研究

胡月陈荣钱柳家齐宋翘楚...

89-96页

查看更多>>摘要：本文介绍了直升机旋翼下洗流对涡轴发动机进气道的影响研究.旋翼流场数值模拟采用基于滑移网格技术求解Navier-Stokes方程的方法,涡轴发动机模拟采用在进气道的出口和尾喷管的进口施加边界条件的方法.通过直升机机体/旋翼/涡轴发动机进排气一体化流场仿真,获得了不同飞行状态下涡轴发动机进气道的流场特性,并且初步分析了旋翼下洗流对涡轴发动机进气道的总压损失系数和总压畸变指数的影响.研究结果表明,相比前飞状态和斜下降状态,悬停状态下涡轴发动机进气道受旋翼下洗流的影响最大,进气道出口的总压损失系数和总压畸变指数最大;旋翼转速增大,进气道的总压损失系数和总压畸变指数也相应增大,进气道的性能降低.

关键词：

旋翼下洗流涡轴发动机进气道数值模拟

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某型直升机机体气动特性风洞试验研究

张青竹张德平林长亮

97-102页

查看更多>>摘要：本文介绍了某型直升机试验风洞、模型、支架、天平以及模型/支架和支架/天平的安装方式,研究了机体全向气动特性和各部件气动特性,定性评估了平尾气动环境、机体表面附近流场和机身下表面分离对直升机飞行特性的影响.试验研究表明,所使用的常规支架和专用支架适用于机体全向气动特性风洞试验;机身对平尾的气动干扰是可接受的;在侧滑角β=0°、迎角α=-72°附近的纵向气动特性突变是可以接受的,其产生的原因是机身下表面的突然分离;机体附近流场虽然有局部分离,但气流是稳定的.

关键词：

直升机模型机体机身平尾风洞试验风速迎角侧滑角

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直升机带导流叶片涵道尾桨气动特性分析

王鑫磊王鑫李生伟林长亮...

103-112页

查看更多>>摘要：基于网格重构技术建立了直升机涵道尾桨非定常数值模拟计算方法,并对某型直升机涵道尾桨非定常气动特性进行了计算.开展了涵道尾桨地面台架试验并对计算结果的精度进行了试验验证,验证了计算方法的准确性.通过分析某型直升机涵道尾桨非定常气动特性计算结果和试验结果,明确了涵道尾桨直升机涵道与尾桨相互作用的气动机理,进行了涵道尾桨直升机的涵道外形设计参数分析.分析了世界先进直升机涵道尾桨导流叶片构型,计算了某型直升机涵道尾桨加装导流叶片后的气动特性变化,阐释了导流叶片对涵道尾桨产生影响的气动机理.

关键词：

直升机涵道尾桨导流叶片数值模拟台架试验气动特性

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