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题名基于涡流发生器的风洞试验段附面层控制数值模拟
被引量:3
- 1
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作者
刘光远
贾智亮
陈学孔
邓吉龙
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机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心高速所
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出处
《气体物理》
2018年第3期32-38,共7页
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基金
国家自然科学基金(11802328)
空气动力学国家重点实验室基金(SKLA2017-3-2)
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文摘
沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一.利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性,重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律,对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨.结果表明,涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布,进而减小附面层厚度,降低附面层影响;涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度,安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响.基于计算结果初步设计了可用于2.4 m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器,在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66%左右,对核心流Mach数影响小于0.003,为涡流发生器的实际应用提供了依据.
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关键词
风洞
半模型试验
涡流发生器
数值模拟
附面层厚度
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Keywords
wind tunnel
half-model test
vortex generator
numerical simulation
boundary layer thickness
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名跨声速风洞槽壁干扰评估与修正技术的应用
被引量:8
- 2
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作者
刘光远
魏志
彭鑫
陈德华
贾智亮
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机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第2期73-82,共10页
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基金
空气动力学国家重点实验室基金(SKLA2017-3-2)
中国空气动力研究与发展中心风雷青年创新基金(FLYIF20160014)~~
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文摘
目前先进跨声速风洞试验段多采用槽壁形式,而国内对槽壁干扰的认识较少,尚未进行过槽壁干扰的评估和修正工作。本文基于理想槽壁均匀边界条件和经典方法,利用先进构型民机标模对槽壁干扰特性进行了评估和修正,在验证方法准度的基础上,对比分析了国内2.4m跨声速风洞和欧洲跨声速风洞(ETW)槽壁干扰的差异和规律。结果表明,修正后的试验数据与ETW参考数据吻合较好,修正量、干扰因子与ETW评估结果一致。与传统孔壁试验修正方法相比,本文方法原理清晰,计算简便、快速,可方便应用于其他类似槽壁风洞中,可作为壁压信息法的辅助手段以提高国内试验数据质量,并为国内先进跨声速风洞的设计和调试提供借鉴。
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关键词
洞壁干扰
理想槽壁
均匀边界条件
经典方法
标模试验
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Keywords
wall interference
ideal slotted wall
homogeneous boundary condition
classical method
standard model test
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验
被引量:3
- 3
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作者
刘光远
张林
陈德华
林学东
贾智亮
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机构
中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点试验室
中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第5期26-33,共8页
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基金
国家自然科学基金(11802328)
空气动力学国家重点实验室基金(SKLA2017-3-2)
中国空气动力研究与发展中心风雷创新基金(FLYIF20160014)~~
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文摘
为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性,评估气流偏角-压力系数的非线性关联,在0.6m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性,以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响,最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法,并与经验方法结果进行对比。结果表明,斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性,在负压差范围内,近壁流动仍以出流为主;高亚声速时,空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁;安装模型后,随着升力的增大,升力面对应的孔壁区域流动向入流发展,孔壁流动特性趋于开口边界。
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关键词
斜孔壁
流动特性
非线性
差阻性
七孔探针
跨声速风洞
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Keywords
perforated wall with slanted holes
flow characteristics
nonli nearity
differential resista nee
seven-hole probe
transonic wind tunnel
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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