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西北工业大学航空学院“翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室”入选“2021-2025年第一批全国科普教育基地”（图）
翼型 叶栅 空气动力学 重点实验室 入选2021-2025年第一批全国科普教育基地
2022/4/28
2022年4月28日，中国科协公布了2021-2025年第一批全国科普教育基地认定名单，西北工业大学航空学院翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室和航天学院入选。为贯彻落实《全民科学素质行动规划纲要（2021-2035年）》，团结引领广大科技工作者和科普工作者，提升社会化科普工作能力，中国科协启动了2021－2025年度全国科普教育基地认定工作。经工信部和中国空气动力学会推荐、中国科协初评、终评、公...
低雷诺数下柔性翼型气动性能分析
流固耦合 柔性翼型 气动性能 变形
2016/10/9
基于流固耦合方法对吸力面5% 至95% 弦长处为三段柔性结构的NACA0012 翼型绕流进行了数值模拟，研究了不同弹性模量下柔性翼型的气动性能和结构响应. 结果表明：在大攻角下，翼面变形影响着翼型表面的非定常流场，起到延缓失速和提高升力的作用；失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢，且柔性越大，升力系数下降得越平缓；适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能，然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升...
旋翼翼型动态失速流场特性PIV试验研究及L-B模型修正
动态失速 粒子图像测速法 利什曼-贝多斯模型
2014/7/23
为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性，采用3D-PIV 技术，对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量，发现涡在不同位置处的输运速度不同：位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39，位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征，改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes，L-B）模型，将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位...
针对不确定因素引起的翼型气动性能波动现象,探讨了翼型几何形状随机不确定波动对翼型气动特性的影响,并进行了减小此影响的鲁棒优化设计。引入类别形状函数变换(CST)方法可以大大降低设计变量自由度数目,以NACA0012翼型为例,进行了考虑翼型几何形状随机扰动的气动不确定性分析,发现几何形状的微小波动对升力特性影响很小。发展了一种基于响应面和遗传算法的鲁棒优化设计方法,能够高效的减小阻力及其波动的影响。...
为了研究褶皱翼型上、下表面分别对气动力的影响，在弦长雷诺数为1200，攻角为0°~20°时，采用有限体积法研究了褶皱翼型、光滑翼型、上表面光滑的褶皱翼型和下表面光滑的褶皱翼型的滑翔气动特性.结果表明：在一定攻角范围内，褶皱翼型的升力系数较光滑翼型提高了10%；只要翼型下表面是褶皱的，产生的升力总大于下表面是光滑的，下表面褶皱对升力的提高具有更大作用；在大攻角下，光滑的上表面更有利于提高升力；在任何...
基于现有大尺寸过冷水滴（supercooled large droplet， SLD）动力学特性，分析水滴变形对阻力的影响.并根据几种典型的反弹/飞溅模型，分析了SLD的阻力变化、反弹、飞溅等对水滴撞击特性的影响，采用软件FENSAP-ICE的飞溅模型和LEWICE 2.0的反弹模型研究了反弹及飞溅现象对冰形的影响.计算结果显示：水滴撞击前的破碎现象对水滴尺寸分布有较大的影响，进行撞击特性以及冰形...
应用Delaunay图映射与FFD技术的层流翼型气动优化设计
FFD技术 边界层转捩 数值模拟 层流翼型
2012/10/26
采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术之间的整合,研究、构建了气动优化设计系统,并对某型层流理念设计的高空长航时(HALE)飞机基本翼型进行气动优化设计。气动特性目标函数评估方法中...
为了克服传统旋翼翼型优化设计方法的不足,发展了一种基于Kriging模型与遗传算法的旋翼翼型多目标多约束气动优化设计方法。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟获得样本翼型气动性能,并建立目标函数和状态函数的Kriging模型,采用遗传算法搜索Kriging模型最小值和相应的EI(Expected Improvement)函数最大值,更新Kriging 模型直至找到满足约束的最优...
翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响
前缘切口 气动性能 数值模拟 广义升力线理论
2012/7/25
为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表...
使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×106，攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性；NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×106，攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ，并与实验数据进行对比.结果表明：在同等条件...
为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究...
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...
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...