搜索结果: 31-45 共查到“航空、航天科学技术 翼型”相关记录103条 . 查询时间(0.128 秒)
2012年3月23日，工程热物理研究所召开863计划项目“先进风力机翼型族设计与应用技术”课题“大厚度、钝尾缘、低噪音翼型设计应用技术”启动会议。
实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼型流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理。结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°~15°迎角下表现出明显的失速特征。翼型流场的流动显示表明,自由来流的湍流度不仅对翼型边界层的流动...
以NACA0012翼型为研究对象,应用CBS(Characteristic-Based Split)有限元方法对翼型绕流流场进行数值模拟,着重对翼型失速现象的动力学机理和特征进行研究。首先给出了静止翼型在不同迎角下流场的瞬时流线图以及静态翼型的迎角-升力系数关系曲线,并且分析出此曲线具有滞后、突跳等典型的非线性动力学特性。其次,基于映射的不动点分岔理论,通过构造映射,发现和证明了静态失速是一种鞍-...
翼型抖振边界是仅次于升阻比的一项重要气动指标。采用定常雷诺平均Navier-Stokes方程,以升力线斜率平缓及激波位置振荡作为基本判据确定了RAE2822翼型在指定跨声速来流条件下的抖振边界。通过大量计算流体力学(CFD)验证,针对RAE2822翼型设计了一种特定外形的激波控制鼓包并确定了其具体安装位置。该激波控制鼓包在抖振迎角附近可以显著降低激波强度、稳定激波位置并推迟抖振现象发生,最终达到扩...
为了研究翼型扰流流动控制,设计了一种三角形涡流发生器(VG)和两种Gurney襟翼,通过Gurney襟翼与VG组合布局的方式进行风洞试验,对比了干净翼、干净翼加Gurney襟翼、干净翼加VG及干净翼加Gurney襟翼和VG这4种状态下的试验结果。试验结果表明:安装Gurney襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高,同时伴随一定的阻力增加;安装VG后翼型失速段特性得到极大改善,阻力大幅下降;安装...
针对2020年使用的N+2代民用飞机的翼身融合(BWB)布局发展需要,以减小激波阻力为目标,采用计算流体力学(CFD)方法,开展弱化激波、减小激波阻力的鼓包流动控制技术研究。提出了λ形激波结构"强干扰"和等熵压缩"弱干扰"两种鼓包激波减阻流动控制原理,给出了两种鼓包基本形状设计方法和工程应用的可行性分析,指出λ形激波结构鼓包更易于在工程上实现。系统研究了产生λ形激波结构的鼓包位置、高度和长度等参数...
进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流（NLF）翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序，大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算，压力恢复段的压力分布用Stratford分离准则来进行设计。用基于响应面方法的优化方法来进行反设计计算，使用不含二阶交叉项的二次多项式模型的响应面模型，大大减少了构造模型...
湿空气非平衡凝结会对机翼的气动特性造成显著影响。通过对Fluent软件进行二次开发，发展了一种求解湿空气非平衡凝结流动的数值方法并进行了验证。对NACA0012翼型在迎角为0°和1.5°时的湿空气非平衡凝结流动进行了分析。结果表明：与干空气流动相比，在30％～70％相对湿度范围内，湿空气非平衡凝结流动中升力系数显著降低，而阻力系数则可能增加或减小；0°迎角条件下，压差阻力系数最大增加了68.3％；...
以气体运动论BGK (Bhatnagaar-Gross-Krook)格式为基础，通过改进非均匀网格下的通量计算方法，把气体运动论BGK方法应用到二维贴体网格上模拟了可压缩的无黏和黏性流动。在重构阶段，以交界面周围4个网格单元为一组，先把每个网格单元的宏观量（密度、动量和总能量）转换在相对于交界面的坐标系下，然后使用van Leer限制器插值求出交界面的宏观量，在求解阶段再使用BGK理论求出流过交界...
建立了翼型气动特性预测的BP（Back Propagation）神经网络模型,重点研究了3种选取训练样本的试验设计(DOE)法：完全析因法、正交设计法和均匀设计法，对BP神经网络预测精度的影响，利用所建立的BP神经网络对FX 63-137翼型几何型线进行了优化设计。研究结果表明：在因素数和水平数较少时，完全析因法、正交设计法及均匀设计法的平均测试误差分别为0.002%、0.029%、0.023%；...
高雷诺数下的翼型绕流LBM数值模拟
格子Boltzmann方法 高雷诺数流动 非均匀 贴体网格 翼型
2010/2/1
采用格子Boltzmann方法（LBM）的二维9速度（D2Q9）模型和贴体网格，通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理，分别结合Baldwin-Lomax（B-L）湍流模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型，对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究，两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好，相比之下，采用S-A模型能更好地...
基于全局信息的粒子群算法翼型综合优化设计
粒子群优化算法 Kriging代理模型 多目标加权 翼型 数值模拟 翼型参数化
2010/1/15
翼型优化往往需要考虑众多的设计目标和约束条件,对此发展了稳健高效的翼型综合优化方法。在粒子群优化算法中用繁殖策略深度挖掘由Kriging代理模型所获取的全局信息,对基准函数优化、翼型几何外形重构与层流翼型优化问题进行了测试,结果表明该算法可大幅度提高优化速度。将改进的Hicks-Henne翼型参数化方法和雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程流场求解器与优化算法相结合,采用可方便确定权重...
南京航空航天大学飞机总体设计与系统工程课件第8讲 翼型的选择与设计。
脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验
航空航天推进系统 等离子体气动激励 翼型
2009/3/26
为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力，进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验，研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时，等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离，翼型的升力增大约35%，翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重，来流速度越大，有效抑制翼型失速分离的阈值电...