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国家重点基础研究发展计划(2014CB744802)

作品数:10 被引量:27H指数:4
相关作者:向阳刘洪王志博孙刚孙一峰更多>>
相关机构:上海交通大学复旦大学中国商飞上海飞机设计研究院更多>>
发文基金:国家重点基础研究发展计划国家自然科学基金中国博士后科学基金更多>>
相关领域:航空宇航科学技术理学更多>>

文献类型

  • 10篇期刊文章
  • 3篇会议论文
  • 2篇学位论文

领域

  • 9篇理学
  • 8篇航空宇航科学...

主题

  • 4篇翼尖
  • 4篇翼尖涡
  • 3篇噪声
  • 3篇湍流
  • 3篇SPIV
  • 2篇多尺度
  • 2篇稳定性分析
  • 2篇线性稳定性分...
  • 2篇模态
  • 2篇经验模态分解
  • 2篇环量
  • 2篇减阻
  • 2篇槽道
  • 2篇槽道湍流
  • 2篇ROTATI...
  • 1篇大涡模拟
  • 1篇低频噪声
  • 1篇压缩感知
  • 1篇摇摆
  • 1篇优化设计

机构

  • 10篇上海交通大学
  • 3篇复旦大学
  • 1篇中国商飞上海...
  • 1篇上海飞机设计...
  • 1篇中国商用飞机...

作者

  • 4篇刘洪
  • 4篇向阳
  • 3篇李伟鹏
  • 2篇孙刚
  • 2篇王志博
  • 1篇程诚
  • 1篇张淼
  • 1篇赵克良
  • 1篇孙一峰
  • 1篇吴镇远

传媒

  • 3篇航空学报
  • 1篇哈尔滨工业大...
  • 1篇空气动力学学...
  • 1篇应用数学和力...
  • 1篇航空计算技术
  • 1篇Chines...
  • 1篇Journa...
  • 1篇实验流体力学
  • 1篇第十届全国流...

年份

  • 1篇2021
  • 2篇2020
  • 1篇2019
  • 6篇2018
  • 3篇2017
  • 1篇2016
  • 1篇2014
10 条 记 录,以下是 1-10
排序方式:
基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究被引量:2
2017年
本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV(三维粒子图像测速技术)技术得到了翼尖涡的物理特征,并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置,得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明,机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言,通过抑制翼尖涡的无量纲环量,增加翼尖涡与主机翼之间的距离,减小翼尖涡与机翼之间的相互作用,实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。
黄文涛向阳王笑刘洪顾定一
关键词:翼尖涡环量减阻
模态分解在多尺度湍流流动中的应用与分析
湍流流动是多尺度的,不同尺度的湍流不但影响着涡的大小,而且影响着各个涡对系统能量的贡献,现如今的湍流理论多基于统计学分析,所以定量分析和研究多尺度的湍流运动很有必要。本文使用本征正交分解方法、动态模态分解方法和经验模态分...
魏佳云
关键词:本征正交分解经验模态分解槽道湍流
文献传递
基于DMD方法的缝翼低频噪声机理分析被引量:12
2018年
认识缝翼低频噪声的产生机理十分重要,可指导先进的主被动噪声控制方法。本文开展了缝翼噪声的大涡模拟(LES),利用动态模态分解(DMD)方法研究了缝翼低频噪声的产生机理。研究结果表明缝翼低频噪声具有显著的偶极子特性,其利用DMD分析揭示了缝翼噪声的产生机理,缝翼低频噪声源于剪切层中的大尺度涡结构与缝翼下壁面的周期性撞击效应,大尺度涡结构与低频噪声之间存在的流-声耦合的闭环反馈机制,根据反馈机制提出并验证了一种预测低频噪声的理论预测模型。
魏佳云李伟鹏许思为赵克良孙一峰
关键词:大涡模拟
基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制被引量:7
2019年
在涡不稳定性特征的影响下,翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理,采用体视粒子图像测速(SPIV)技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明:在1~6倍弦长的尾迹区内,翼尖涡存在摇摆现象,摇摆幅值随流向放大,且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征;在大迎角条件下,翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法,定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示,在雷诺数2.1×10^5~3.5×10^5范围内,翼尖涡均处于临界稳定状态,扰动频率为3~5Hz。基于线性稳定性分析结果,发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大,解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外,由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性,从而诱导翼尖涡产生摇摆运动;速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡,而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制,其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率,而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。
邱思逸程泽鹏向阳刘洪
关键词:SPIV线性稳定性分析
可压缩湍流边界层摩擦阻力分解理论研究
阻力是空气动力学最重要的气动力参数之一,湍流摩擦阻力的分解与预测是学术界普遍关心的热点问题。目前,湍流摩擦阻力分解方法多局限于不可压缩流动,例如FIK和RD方法,而对于可压缩湍流边界层的摩擦阻力分解方法尚不完善。本文基于...
范钇彤程诚李伟鹏
文献传递
飞行器尾涡对的不稳定性建模
2016年
为了确定飞行器尾流的保持距离和诱导失稳运动性质,首先在一阶近似Biot-Savart定律的基础上,推导了任意多个涡对的诱导运动模型,进而利用线性组合方法得到涡系诱导运动的对称以及反对称模态,并结合模态矩阵特征值的性质描述对称分布涡系的稳定性.因为尾涡结构的不稳定性依赖于相应的模态矩阵特征值的取值,所以在利用对称分布的二涡对的模态验证所推导的模态矩阵理论的正确性的基础上,进一步给出了三涡对的模态矩阵对应的失稳模态.理论推导和特征值的计算显示随着涡丝数量的不断增加,三涡系的不稳定性增强,并且涡系对扰动的放大作用增强.
陈俪芳王志博孙刚
关键词:涡丝特征值
考虑转捩点约束的自然层流翼型变弯度设计被引量:1
2018年
在巡航过程中,大型民用航空飞机的飞行状况不断发生变化。随着燃油的消耗,飞机实际巡航升力系数将偏离设计升力系数,使用变弯度技术能够提升飞机在整个巡航段的气动性能。但是,对于自然层流翼型,传统的翼型变弯度设计将会导致自然层流翼型表面转捩点的前移。基于代理模型和遗传算法,提出了针对自然层流翼型的变弯度优化设计方法。结果表明,在巡航范围内的不同升力系数下,随着翼型弯度的变化,翼型表面仍然能够保持一定程度的层流区域,同时整个巡航段中翼型的气动效率得到了提升。
王一凡孙刚张淼
基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理被引量:4
2020年
相比于机翼产生的孤立翼尖涡,加装小翼之后的翼尖涡表现出双涡甚至多涡结构,并且呈现出更加复杂的不稳定特征。为揭示翼尖双涡结构不稳定特征及其演化机理,采用体视粒子图像测速(SPIV)技术和全局线性稳定性分析(LAS)方法对不同雷诺数和攻角下带双叉弯刀小翼的M6机翼产生的翼尖涡结构在尾迹区的不稳定特征进行研究。试验结果表明,对称布置的双叉弯刀小翼产生的翼尖涡包含上/下小翼产生的主涡(上/下主涡)结构,两者构成近似等强度的同转涡对,在相互靠近的同时以20rad/s的角速度相互缠绕。对上/下主涡瞬时涡核位置的统计分析表明,翼尖涡摇摆幅值随流向位置逐渐增大,随雷诺数的增加而增大,随攻角的增加先增大后减小。对16倍弦长的尾迹截面处的翼尖双涡结构进行全局时间稳定性分析,不同工况下,上/下主涡最不稳定模态(模态P/模态S)的稳定性曲线变化规律与摇摆幅值的变化规律相一致,表明翼尖涡的摇摆源自于其内在的不稳定性特征。增加流向扰动波数,发现模态P切向波数逐渐增加;而模态S则是径向波数逐渐增加。不同工况下,模态P的切向波数为5~6,扰动波数分布在[2.75,5]的区间内,所对应的不稳定放大率均大于模态S,而不稳定放大率最大的模态扰动范围作用在上主涡的整个涡核区域,表明这种大切向波数的扰动模态在翼尖涡流控中的潜在价值,也意味着加装小翼会增加涡结构的个数,增强不稳定性的发展,有助于翼尖涡的快速失稳衰减。
程泽鹏邱思逸向阳邵纯张淼刘洪
关键词:SPIV翼尖涡
Lagrangian analysis of the fluid transport induced by the interaction of two co-axial co-rotating vortex rings
2020年
In this paper,the fluid transport in the interaction of two co-axial co-rotating vortex rings are investigated.Vortex rings are generated using the piston-cylinder apparatus,and the resulting velocity fields are measured using digital particle image velocimetry.The interaction process is analysed by means of vorticity contour,as well by investigation of the Lagrangian coherent structures(LCSs)defined by the ridges of the finite-time Lyapunov exponent(FTLE).Experimental results demonstrate that two types of vortex interaction are identified,namely strong and weak interactions,respectively.For the strong interaction,the Lagrangian boundaries of the two vortex rings are merged together and form a flux window for fluid transport.For weak interaction,only the Lagrangian drift induced by the motion of the front vortex ring is observed and affects the Lagrangian boundary of the rear vortex ring.Moreover,the fluids transported in the strong interaction carry considerable momentum but no circulation.By contrast,there are nearly no fluxes occurring in the weak interaction.By tracking the variations of circulation and impulse occupied by the separated regions distinguished by the LCSs,it is found that the circulation nearly has no change,but the impulse occupied by vortex core region has significant change.In the strong interaction,the impulse of rear vortex ring decreases but the impulse of the front vortex ring increases.Based on the impulse law,it is speculated that the fluid force generated by the formation of the rear vortex rings can be enhanced.Therefore,the strong interaction between wake vortices can actually improve the propulsive efficiency of the biological systems by operating the formation of large-scale vortices.
Hai-yan LinYang XiangSu-yang QinHui XuHong Liu
基于翼尖涡物理特征及相互作用的翼尖减阻机理研究
大型客机减阻的研究与其经济性和环保性紧密相关,一直以来更是永恒的研究热点。通过对机翼及翼尖装置的翼尖涡在演化过程中物理特征和相互作用规律的研究,可以建立翼尖装置在减阻设计中的指导原则,进而服务于翼尖的减阻设计。为此,本论...
程泽鹏
关键词:翼尖涡相互作用减阻
文献传递
共2页<12>
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