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基于集成学习的飞机气动力快速预测方法研究
1
作者 刘哲 郭承鹏 +1 位作者 李鸿岩 崔榕峰 《航空科学技术》 2024年第11期13-18,共6页
现代飞机设计对气动外形优化效率的要求不断提高,传统气动力获取方法(如风洞试验或计算流体力学(CFD)数值仿真方法)成本高、效率低,探索高效的气动力获取方法对减少风洞试验或数值仿真成本、提高飞机迭代设计效率具有重要意义。本文提... 现代飞机设计对气动外形优化效率的要求不断提高,传统气动力获取方法(如风洞试验或计算流体力学(CFD)数值仿真方法)成本高、效率低,探索高效的气动力获取方法对减少风洞试验或数值仿真成本、提高飞机迭代设计效率具有重要意义。本文提出一种基于集成学习的飞机气动力快速预测方法,将线性回归模型、多层感知机模型、梯度提升模型堆叠,对不同机翼展长、根弦比、尖弦长的飞翼布局无人机在不同迎角下的气动力系数进行预测。结果表明,建立的集成学习模型能够快速准确预测飞机气动力系数,测试集升阻力系数均方误差分别为0.208×10^(-4)和0.424×10^(-5),平均绝对误差分别为0.27×10^(-2)和0.1379×10^(-2),拟合度分别为0.9994976和0.9691,预测时间为0.8s,仅为面元法计算时间的1/4500,有效地提高了飞机气动外形设计效率。 展开更多
关键词 气动力 集成学习 快速预测 梯度提升模型 堆叠法
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湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响研究 被引量：2
2
作者 李帝辰 魏闯 +1 位作者 张铁军 杨威 《航空科学技术》 2022年第2期12-21,共10页
为研究湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响,采用经过风洞试验验证的基于γ--R--e-θt转捩模型的RANS数值模拟方法,针对典型低雷诺数翼型E387,选取不同雷诺数/湍流度状态开展了对比分析。研究结果表明,湍流度对翼型气动特性的影响十分... 为研究湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响,采用经过风洞试验验证的基于γ--R--e-θt转捩模型的RANS数值模拟方法,针对典型低雷诺数翼型E387,选取不同雷诺数/湍流度状态开展了对比分析。研究结果表明,湍流度对翼型气动特性的影响十分显著且规律较为复杂。高湍流度可以在一定状态下使升阻比大幅提升,显著改善低雷诺数翼型的气动性能。失速前小迎角时通常受低雷诺数流动特有的层流分离泡结构影响,大迎角失速后主要受后缘分离影响,气动规律的复杂性与这两种主导因素受湍流度影响后的演化与转换密切相关。低雷诺数/高湍流度和高雷诺数/低湍流度的升阻特性与流场结构具有相似性,利用有效雷诺数方法可以对该相似性作定量分析。 展开更多
关键词 低雷诺数 湍流度 翼型绕流 转捩模型 有效雷诺数
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低雷诺数翼型多点气动优化设计方法研究 被引量：4
3
作者 李帝辰 杨龙 +1 位作者 魏闯 张铁军 《航空科学技术》 2020年第12期16-25,共10页
高空长航时太阳能无人机通常采用低雷诺数翼型,并且其跨昼夜飞行状态不同。基于代理优化方法,结合经过风洞试验验证的基于■转捩模型的RANS数值模拟方法,提出了基于不同飞行状态功耗分配权重的低雷诺数翼型多点气动优化设计方法。针对... 高空长航时太阳能无人机通常采用低雷诺数翼型,并且其跨昼夜飞行状态不同。基于代理优化方法,结合经过风洞试验验证的基于■转捩模型的RANS数值模拟方法,提出了基于不同飞行状态功耗分配权重的低雷诺数翼型多点气动优化设计方法。针对典型低雷诺数翼型E387,开展考虑"夜间巡航-上午爬升-白天巡航-傍晚下滑"4种设计状态下的多点气动外形优化设计,结果表明,优化后的低雷诺数翼型功率因子在4个设计点分别提升7.84%、7.95%、11.34%和6.98%,提高了其跨昼夜飞行周期下的气动性能。 展开更多
关键词 太阳能无人机 低雷诺数翼型 代理优化 转捩模型 多点优化
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高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究 被引量：2
4
作者 季军 宋孝宇 +2 位作者 邓祥东 郭大鹏 李鹏 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期71-77,共7页
详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何... 详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术,该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术,利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力,避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍,地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量,在经过进一步细节优化后,将形成成熟的试验能力,并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。 展开更多
关键词 喷流影响 -体形式 分离形式 波纹管系统 推力矢量
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高超声速飞行器机体/推进气动布局一体化设计技术研究现状 被引量：8
5
作者 向先宏 钱战森 《航空科学技术》 2015年第10期44-52,共9页
对高超声速飞行器机体/推进一体化设计方法按照机体外压缩波系和推进系统外压缩波系之间的相互关系进行了对比分类和论述,总结分析了其国内外研究现状、存在的主要问题及发展趋势。同时针对常规一体化设计方法存在抬头力矩过大、边界层... 对高超声速飞行器机体/推进一体化设计方法按照机体外压缩波系和推进系统外压缩波系之间的相互关系进行了对比分类和论述,总结分析了其国内外研究现状、存在的主要问题及发展趋势。同时针对常规一体化设计方法存在抬头力矩过大、边界层吞入严重以及由于前体压缩波系与进气道外压缩波系之间的不利干扰等因素导致不同工况下升阻比、俯仰力矩等气动特性变化过于敏感等主要问题,重点阐述了一种能有效结合高升阻比乘波机体气动布局和高性能三维内乘波进气道设计特点、内外流分离设计的无/弱干涉新型一体化布局设计方法,为后续高超声速一体化研究提供参考。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 一体化设计 乘波机体 三维内乘波进气道 内外流无干涉
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小型推进系统进发匹配高速风洞特种试验技术研究
6
作者 马晓光 程雅君 +2 位作者 赵绿波 李家宏 王旭东 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期386-391,共6页
为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术。研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验... 为检验弹类等小型飞行器推进系统的进气道与发动机工作匹配特性,在暂冲式高速风洞研制了适于小型推进系统进发匹配测试的特种试验技术。研究分析了小型推进系统进发匹配高速风洞试验模型和支撑系统气动和结构问题,给出了试验方案与试验流程,解决了环境污染、试验安全性、模型热防护等关键技术问题。试验表明利用现有暂冲式风洞,能够在地面试验阶段解决小型推进系统进发匹配问题,实现发动机高空试验台或推进风洞的进发匹配试验功能,能为小型推进系统在模拟外流条件下的进发匹配测试提供良好的试验环境,具有工程应用价值。 展开更多
关键词 推进系统 进气道 发动机 进发匹配 风洞试验
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航空工业1m量级高超声速风洞设计与建设进展
7
作者 高亮杰 辛亚楠 +2 位作者 袁野 李强 钱战森 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第1期44-51,共8页
航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标... 航空工业1 m量级高超声速风洞(FL-64)是国内最新建设的一座暂冲自由射流式大口径常规高超声速风洞,采用吹引式运行方式,同时考虑到低动压试验需要,另建有真空抽气系统。详细介绍了FL-64风洞的总体性能指标、关键部段设计、流场校测和标模试验结果。风洞性能指标如下:模拟马赫数范围4.0~8.0;总压范围0.1~8.0 MPa;总温范围300~900 K;单位雷诺数范围3.3×10^(6)~4.6×10^(7)m^(–1);有效运行时间不小于30 s。FL-64风洞与航空工业亚跨超三声速风洞(FL-60)可形成高低马赫数搭配,涵盖马赫数0.3~8.0的宽速域高超声速飞行器试验需求,特别是马赫数4.0的总焓模拟能力可与真实飞行条件匹配,为我国高马赫数飞行器研制提供有效的气动试验平台。 展开更多
关键词 高超声速 大型风洞 气动力试验 风洞设计 流场校测
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高速风洞摆动叶片式阵风发生器非定常流场数值模拟与试验验证
8
作者 张颖 刘南 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第5期83-89,共7页
为降低2.4 m大型连续式跨声速风洞阵风发生器的研发风险,以中国航空工业空气动力研究院0.6 m连续式跨声速风洞为依托,设计加工了一套摆动叶片式阵风发生器模型。以此为研究对象,采用自研ENSMB流场计算软件进行了非定常流场数值模拟并进... 为降低2.4 m大型连续式跨声速风洞阵风发生器的研发风险,以中国航空工业空气动力研究院0.6 m连续式跨声速风洞为依托,设计加工了一套摆动叶片式阵风发生器模型。以此为研究对象,采用自研ENSMB流场计算软件进行了非定常流场数值模拟并进行了试验验证,分析了摆动叶片式阵风发生器下游阵风速度场形成机理及分布特性,重点开展了叶片摆动频率和最大摆动幅值等参数对叶片下游阵风速度幅值影响规律研究。结果表明:计算结果与试验结果吻合较好,叶片下游的阵风速度场是由叶片尾涡引起的,且随时间呈周期性正弦规律变化,阵风速度幅值沿叶片展向分布不均,存在较大波动;阵风速度幅值先随叶片最大摆动幅值的增大而增大,在叶片最大摆动幅值为10°时达到最大,之后无明显变化,这可能是由于摆动幅度增大后叶片失速所致;叶片摆动频率的变化仅影响叶片下游阵风速度频率,对阵风速度幅值的影响不明显。 展开更多
关键词 摆动叶片式阵风发生器 阵风速度场 摆动频率 最大摆动幅值 非定常
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宽速域高超声速气动热风洞理论与技术挑战 被引量：3
9
作者 高亮杰 钱战森 +1 位作者 王璐 辛亚楠 《航空科学技术》 2020年第11期66-73,2,共9页
随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加,对气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求,需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。概述了宽速域脉冲型风洞发... 随着可重复使用高超声速巡航飞行器需求的增加,对气动热载荷的评估提出了更为苛刻的要求,需要宽速域高超声速气动热风洞同时具备低扰动、宽马赫数运行、复现总温、气体无污染以及长的有效运行时间等模拟能力。概述了宽速域脉冲型风洞发展现状,对比分析了以Ludwieg管风洞原理运行的优势及所面临的挑战,并针对“可实现性”“可用性”及“好用性”问题,提出了相应的解决措施。 展开更多
关键词 宽速域气动热风洞 管风洞 叠加驱动 层流双喷管
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高超声速飞行器后体推减阻高速风洞试验技术 被引量：1
10
作者 郭大鹏 季军 +2 位作者 李鹏 刘帅 宋孝宇 《航空科学技术》 2020年第11期74-82,共9页
针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动... 针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动力及推力测量、双金属波纹管实现双路喷流独立模拟且不传力等组成的双发飞行器后体推减阻试验系统,实现了飞行器后体推减阻特性的测量,也可实现双发喷管推力特性测量。系统调试和风洞试验结果表明,试验系统运行稳定、可靠、质量流量测量精度优于0.3%;后体推减阻特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验系统可用于来流马赫数0.3~4.0、迎角0°、喷流总质量流量0~2.0kg/s的双发高超声速飞行器后体推减阻试验和带外流的推力特性试验;提出的试验技术可进一步发展为全机推减阻试验技术。 展开更多
关键词 组合喷管 推减阻 后体 推力 流量 波纹管天平
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暂冲式高速风洞连续变速压颤振试验流场控制系统研究
11
作者 易家宁 《测控技术》 2020年第7期93-97,共5页
相对于阶梯变速压颤振试验,连续变速压颤振试验具备更高的可靠性和效率,可以为先进飞行器的颤振边界预测及颤振特性分析提供更为安全可靠的技术支撑。为实现定马赫数连续变速压颤振试验技术,设计了连续变速压流场控制系统,通过引入解耦... 相对于阶梯变速压颤振试验,连续变速压颤振试验具备更高的可靠性和效率,可以为先进飞行器的颤振边界预测及颤振特性分析提供更为安全可靠的技术支撑。为实现定马赫数连续变速压颤振试验技术,设计了连续变速压流场控制系统,通过引入解耦控制与专家PID控制优化了控制效果。风洞验证试验结果表明,该系统具有良好的控制效果,可满足定马赫数连续变速压流颤振试验对风洞流场控制指标的要求。 展开更多
关键词 颤振试验 流场控制 连续变速压 解耦控制 专家PID控制
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无人机变形机翼气动优化设计
12
作者 姜心淮 李春鹏 刘宁 《航空科学技术》 2024年第5期74-81,共8页
多目标优化设计对飞机性能的折中已不能满足人们日益增长的需求,设计出性能更全面的飞机是未来飞机设计的必然发展趋势。针对某无人机机翼气动优化问题,本文开展了机翼表面形状、翼型以及后缘变弯的综合设计研究。采用计算机模拟技术(C... 多目标优化设计对飞机性能的折中已不能满足人们日益增长的需求,设计出性能更全面的飞机是未来飞机设计的必然发展趋势。针对某无人机机翼气动优化问题,本文开展了机翼表面形状、翼型以及后缘变弯的综合设计研究。采用计算机模拟技术(CST)对翼型参数化,结合指关节变弯结构特点确定了后缘变形方式,并采用Catia二次开发方法对根梢比、机翼面积以及后缘变弯进行参数化,基于ARI_XunZhu优化平台的代理优化算法对其进行优化设计,最终得到两组变弯机翼构型。结果表明,将变弯设计融入整个机翼设计流程中能获得性能较好的机翼构型,得到的两组机翼在不同CL下的升阻比性能均优于初始模型;两组机翼的性能存在交叉,分别适用于高、低升力工况;机翼后缘变弯存在一定的规律,随着升力系数的增大,下弯角度和下弯区域增大。 展开更多
关键词 无人机 变弯机翼 气动优化 代理优化 参数化
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飞行器气动弹性风洞试验技术综述 被引量：14
13
作者 杨希明 刘南 +6 位作者 郭承鹏 张颖 孙健 张戈 于贤鹏 于金革 侯良学 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期995-1008,共14页
研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试... 研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主,分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度,阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作,总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义,并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。 展开更多
关键词 气动弹性 风洞试验 飞行器 静气动弹性 颤振 阵风
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一种未来大型天地往返运输系统平台气动方案 被引量：8
14
作者 向先宏 钱战森 +1 位作者 李雪飞 李春鹏 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期9-18,共10页
针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题,分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽... 针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题,分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽气动热防护设计、涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合、嵌套式旋转机翼全速域变体、在爬升阶段将飞行动能转化为高度势能以及再入阶段"跳跃式"盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想,从能量损失速率控制和回收利用等角度出发,开展了一种新型大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计研究。全速域气动力/热性能工程估算以及内/外流整体气动效能初步分析结果表明,该方案可有效满足整个飞行包线内的升重平衡需求,相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势,值得进一步开展深入研究。 展开更多
关键词 水平起降 重复使用 天地往返空天飞行器 全速域变体 放宽气动热防护 飞行轨迹控制
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吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析 被引量：15
15
作者 向先宏 钱战森 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2207-2218,共12页
为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机... 为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能;SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求;同时,近年来高超声速内/外流"弱干涉"和"无干涉"等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流"无干涉"一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流"强干涉"一体化方案开展初步对比,研究表明"无干涉"一体化方案升阻比等气动性能更优,同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感,具有更好的宽速域适应性,值得进行深入研究。 展开更多
关键词 吸气式 高超声速飞机 单/双级入轨 机体/推进一体化设计 研究进展
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武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究 被引量：10
16
作者 宋文成 李玉军 冯强 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期33-39,共7页
针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器(Powered Resonance Tubes,PRTB)的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式... 针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器(Powered Resonance Tubes,PRTB)的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式空腔流动特点,武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励,会改变武器舱上部剪切层的流动特性,对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。 展开更多
关键词 武器舱 气动噪声 主动流动控制
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FL-3风洞喷流试验高精度数字阀的设计与实现 被引量：5
17
作者 季军 邓祥东 +2 位作者 白玉平 宋孝宇 李勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第5期76-80,共5页
详细介绍了FL-3风洞喷流、带涡轮动力模拟器(TPS)试验中用于流量和压力控制的数字阀系统的设计,包括技术指标、总体方案、通断阀门的类型和喷管的气动设计等。地面调试结果表明:数字阀系统设计合理,喷流流量绝对控制精度小于±5g/s... 详细介绍了FL-3风洞喷流、带涡轮动力模拟器(TPS)试验中用于流量和压力控制的数字阀系统的设计,包括技术指标、总体方案、通断阀门的类型和喷管的气动设计等。地面调试结果表明:数字阀系统设计合理,喷流流量绝对控制精度小于±5g/s,且控制时间快、效果平稳,满足了FL-3风洞喷流、TPS试验流量压力精确快速控制的设计指标。 展开更多
关键词 数字调节阀 流量控制 压力控制 动力模拟试验
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临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究 被引量：9
18
作者 朱东宇 张付昆 +4 位作者 裴如男 吴渊 于雷 宁义君 董军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第6期714-720,共7页
临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于CFD方法计算临界冰形... 临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于CFD方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于Jameson中心格式的有限体积法求解N-S方程;水滴撞击特性计算采用Eulerian方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的Messinger热力学模型。选取CRM飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用'几何外形敏感性分析方法',即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。 展开更多
关键词 飞机结冰 临界冰形 结冰敏感性分析 数值模拟 气动性能 适航规章 符合性验证
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2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究 被引量：3
19
作者 张刃 杜文天 +1 位作者 李庆利 崔晓春 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第1期22-38,共17页
连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短... 连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。 展开更多
关键词 连续式跨声速风洞 风洞设计 流场均匀性 风洞试验
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三维高升力机翼水滴撞击特性数值模拟研究 被引量：1
20
作者 么虹 王强 《大连理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期11-15,共5页
基于分区多块结构网格体系,采用欧拉方法建立过冷水滴控制方程,通过有限体积方法对方程进行求解,发展了适合三维复杂外形飞机的水滴撞击特性计算方法和计算程序.通过二维单段翼型、多段翼型等算例对该方法的验证计算表明,在常规尺寸水... 基于分区多块结构网格体系,采用欧拉方法建立过冷水滴控制方程,通过有限体积方法对方程进行求解,发展了适合三维复杂外形飞机的水滴撞击特性计算方法和计算程序.通过二维单段翼型、多段翼型等算例对该方法的验证计算表明,在常规尺寸水滴算例中,水滴撞击特性计算结果与国外标准模型试验数据吻合良好.在此基础上,开展了三维高升力机翼水滴撞击特性数值模拟研究,分析表明计算结果可用于飞机防/除冰系统设计. 展开更多
关键词 欧拉方法 水滴撞击特性 高升力机翼 飞机结冰
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