期刊,气动研究与试验 2024年卷4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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Richtmyer-Meshkov不稳定性诱导的湍流混合

周彰博丁举春罗喜胜

1-25页

查看更多>>摘要：Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性及其诱导的湍流混合是惯性约束聚变、超声速燃烧、武器内爆等重大工程中的共性科学问题.已有研究主要关注RM不稳定性早期的扰动增长,揭示了斜压涡量和压力扰动是界面振幅增长的主要物理机制.近些年,随着流场诊断技术与高性能计算的发展,RM不稳定性后期的湍流混合逐渐得到关注.本文系统回顾了近10年来关于RM湍流混合的研究进展,诠释了一些关键概念,阐明了湍流混合的机制,并详细介绍了扰动效应、阿特伍德(Atwood)数效应、马赫数效应、黏性效应、反射波系效应、几何效应以及维度效应等初始条件对RM湍流混合场的影响.最后,本文展望了未来RM湍流混合的实验与数值模拟的重点方向.

关键词：

Richtmyer-Meshkov不稳定性激波界面湍流转捩湍流混合

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飞行器多学科优化设计研究现状与展望

韩忠华龙腾宋学官张科施...

26-57页

查看更多>>摘要：多学科优化设计(MDO)是一种通过充分探索和利用工程系统(如飞行器)中相互作用的协同机制来开展复杂工程系统及其子系统设计的方法论.首先,在MDO 基本概念与应用背景基础上,简要回顾了自 20 世纪 80 年代以来第一代和第二代MDO 技术的发展及其在飞行器设计中的应用.其次,针对正在发展的第三代MDO 技术,重点综述了多学科耦合数值模拟、MDO 求解策略、多保真度方法、高效全局多目标优化算法、拓扑优化方法、稳健优化方法、抗噪优化算法和多学科集成框架等飞行器 MDO 关键技术的研究现状,分析了面临的挑战.最后,总结提炼了未来需要解决的关键科学与技术问题,设定了到 2035 年左右飞行器 MDO 技术研究预计达到的目标,并给出了相应的研究建议.

关键词：

多学科优化设计飞行器设计数值模拟优化算法多目标优化代理模型

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叶轮机械内部流场PIV测试应用研究国内进展

马帅刘岳鹏周磊

58-69页

查看更多>>摘要：涡轮和压气机内部流场的准确测量有利于深入了解其内部流动特征.相比空间分辨率低、测量位置单一的传统接触式流场测量技术,粒子图像测速(PIV)技术是非接触式新型流场测量技术,具有动态响应快、精度高等优点.以航空发动机工程应用为背景,本文介绍了PIV技术的测速原理,针对叶轮机械内部流场测量的技术需求,重点梳理了多年来PIV技术在国内的研究进展和试验结果.以叶轮机械的流场试验研究为基础,介绍了国内主要研究机构在PIV流场测量方案中的设备组成、使用布局、测量截面、测试结果等技术细节,并对典型测量系统的性能参数进行了归纳总结.通过国内综述内容与流场测量技术未来发展趋势的结合,从实际应用角度出发,提出了PIV技术在叶轮机械内部流场测量试验中应用的关键方向与核心技术.

关键词：

PIVSPIV涡轮压气机非接触流场测量示踪粒子

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实现可控再冲击Richtmyer-Meshkov混合的理论方案与应用

宋玉王宇辉张又升

70-81页

查看更多>>摘要：激波再冲击Richtmyer-Meshkov(RM)湍流混合现象广泛存在于各类自然现象和工程问题中.混合宽度作为刻画RM混合演化最基础的物理量,影响其再冲击后演化的再冲击时间、马赫数等关键物理量已被探明,但定量依赖关系尚存争议.导致上述现状的一个原因在于现有再冲击RM混合实验和模拟方案,难以做到仅让某单一依赖变量孤立变化,导致确定定量关系的难度增加.为此,本文通过取消传统再冲击RM激波管中用于反射激波的固壁,改为一个能自由产生入射激波的开口端,设计了一种新型的再冲击RM混合激波管.新型激波管可通过改变两个入射激波的距离和强度,实现再冲击马赫数和时间的精准可控.本文在描述新型激波管全过程演化的基础上,结合冲击波关系式、等熵波关系式和接触界面相容关系,给出了全过程中各运动学和热力学量的详细理论计算公式.最后,基于这些理论关系和数值模拟,对Leinov等研究的再冲击RM混合实验进行了再评估.发现在某些工况下,实验数据与理论预测存在一定偏差,这可能暗示了关键数据测量中的潜在误差,研究结果为未来的实验和数值模拟提供了参考.

关键词：

Richtmyer-Meshkov激波再冲击湍流混合数值模拟

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机翼静气弹特性高速风洞试验研究

杨波江翔马经忠王国良...

82-86页

查看更多>>摘要：在连续式跨声速风洞中对某大展弦比机翼的静气动弹性特性进行了试验研究.试验结果表明,静气动弹性对机翼气动特性有明显影响,可使机翼零迎角升力系数和升力线斜率降低;在不同马赫数下,静气动弹性对机翼焦点位置的影响表现出不同规律,在低亚声速时使机翼焦点位置后移,超过一定马赫数后,弹性影响使机翼焦点位置前移;设计巡航点的副翼效率降低约 34%,弹性变形后的机翼剖面扭转角分布与设计目标值较为接近,验证了机翼型架外形设计的合理性.

关键词：

静气动弹性弹性相似模型大展弦比副翼效率

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不同前缘翼型气动和噪声特性对比研究

宋妙妍陈宝王普缘李春鹏...

87-96页

查看更多>>摘要：多段翼增升装置的噪声与其前缘缝翼有很大的关系,凹腔内存在的涡-涡干扰、剪切层/壁面冲击等非定常现象以及缝翼尾缘的涡脱落是影响增升装置噪声的主要原因之一.利用定常得到的稳定场采用宽频噪声源方法分析翼型周围噪声源强度,然后使用分离涡方法(DES)结合FW-H声类比方法研究前缘下垂和前缘缝翼模型在迎角变化时的气动与噪声特性,研究发现前缘采用下垂的形式在一定迎角范围内能获得较好的降噪效果,并且能够提升翼型的气动性能.

关键词：

前缘缝翼前缘下垂气动噪声气动力DES

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基于声学求解耦合的车内气动噪声水平优化

姜晴雯张英朝关青青杜冠茂...

97-103页

查看更多>>摘要：本文采用计算流体力学(CFD)与声学求解器(应用FEM)耦合计算的方式,对140km/h工况下代号为TMS的某汽车模型进行外流场与内外声场分析,利用直接计算法对A柱、后视镜与车窗表面的声压情况进行了计算与分析,找出外场风噪声严重的区域;然后利用有限元方法对车内噪声水平进行了计算,对驾驶员内外耳处的噪声水平进行了重点分析.根据分析的结果,从车外造型方面提出了两种改进方案,分别是减薄镜柄和侧窗前部加凸起特征.通过对驾驶员左耳处声压级曲线的对比情况来看,两种方案均对车内噪声水平实现了0～2dB之间不同程度的降低,达到了最初的降噪目的,对以后应用该方法进行汽车车内气动噪声研究具有一定的参考意义.

关键词：

汽车噪声CFDFEM汽车气动噪声声传播降噪

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近壁面对圆柱涡脱落纯音噪声影响研究

徐亮郭昊徐康乐陈震宇...

104-110页

查看更多>>摘要：通过气动噪声风洞试验及数值模拟的方式,研究近壁面对圆柱涡脱落纯音噪声的影响.风洞试验过程中,圆柱直径D为10mm、15mm、20mm,圆柱下缘与平板之间的间隙值G为1mm、3mm、5mm、7mm,来流速度为30m/s、40m/s、50m/s、60m/s,间隙比(G/D)范围为0.05～0.7.对比分析了不同间隙比(G/D)下的气动噪声试验结果.结合数值模拟得到的流场结果,分析了不同间隙比下气动噪声试验结果与流动现象的联系,发现G/D<0.1时,圆柱的周期性涡脱落现象以及纯音均被完全抑制;0.1<G/D<0.3时,圆柱的周期性涡脱落现象受到壁面效应的干扰,对应的纯音噪声的频率和强度也比自由圆柱绕流低;G/D>0.3时,圆柱的周期性涡脱落现象基本不受壁面干扰,对应的纯音噪声的频率和强度也与自由圆柱绕流类似.

关键词：

近壁面圆柱涡脱落纯音间隙比风洞试验数值模拟

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全尺寸涡桨飞机起落架气动噪声及控制试验研究

包安宇徐文强刘少腾陈宝...

111-118页

查看更多>>摘要：本文在2m航空声学风洞开展了全尺寸涡桨飞机起落架气动噪声风洞试验研究,研究内容包含有无噪声控制措施下的气动噪声特性,测量内容包含静压测量、脉动压力测量、表面声载荷、1/3圆弧线阵指向性测量、远场壁面线阵测量以及水平竖直面阵声源定位研究,采用多种测量手段从气动和噪声角度解释了起落架噪声控制措施对远场噪声特性的影响.试验结果表明,起落架凹腔填充可以有效控制空腔自激振荡引起的纯音,从而降低起落架噪声总体水平.

关键词：

涡桨飞机起落架气动噪声声源定位噪声控制

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