武洁
- 作品数：24 被引量：106H指数：6
- 供职机构：西北工业大学航空学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学机械工程兵器科学与技术更多>>
- 大厚度翼型弹性振动中的分叉现象分析被引量：4
- 2010年
- 基于SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程,探讨了大迎角下大厚度翼型的流场和气动弹性的分叉现象。研究发现,在百万雷诺数条件下,厚度大于20%的对称翼型在一定大迎角范围内,会出现气动弹性振动过程的分叉现象,通过跟踪流场的变化发现,引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。
- 叶正寅蒋跃文武洁
- 关键词：气动弹性分离流颤振
- 展向动量测定法与前掠翼流动机理研究被引量：4
- 2018年
- 为揭示前掠翼与后掠翼的流动差异,研究前掠翼流动的特点和机理,设计了可进行直接比较的具有相同翼型剖面、相同展弦比、无根梢比的前掠45°(Λ=-45°)与后掠45°(Λ=45°)机翼模型,采用基于雷诺平均N-S方程流场求解器对前掠和后掠翼低速纵向气动性能进行数值模拟计算,并提出了展向动量测定法前掠翼流动机理进行了深入分析,研究结果表明:1)前掠翼展向动量输运使得升力向翼根汇聚,前掠翼展向升力分布更接近于椭圆分布,致使前掠翼诱导阻力更小;2)黏性对前掠翼的流场计算影响很大,文献中基于势流理论得到前掠翼比后掠翼气动性能好的结果是不准确的;3)在小迎角时,前掠翼气动效率与后掠翼相当,仅在最大升阻比迎角时前掠翼优于后掠翼,中等迎角下前掠翼翼根分离导致气动效率下降,但前掠翼具有更好的大迎角失速特性,有利于前掠翼大迎角飞行;4)相同总升力的情况下,前掠翼的翼根弯矩只有后掠翼的翼根弯矩的89.4%,采用前掠翼更有利于减轻机翼的结构重量。
- 薛榕融叶正寅王刚武洁
- 关键词：前掠翼气动效率
- 高超声速全动舵面的热气动弹性研究被引量：9
- 2014年
- 根据分层求解原理对考虑舵轴及舵轴与机身间隙影响下的高超声速飞行器全动舵面进行了热气动弹性分析.采用计算流体力学(CFD)方法求解N--S方程计算舵面周围的热环境,在该温度分布下根据结构壁面温度计算热流,应用傅里叶(Fourier)定律确定结构热传导过程及其内部温度分布,进而分析结构考虑热应力和温度对材料属性的影响下的模态固有特性,结合基于CFD技术的当地流活塞理论,在状态空间中对舵面进行了热气动弹性分析.结果表明,气动加热效应改变了结构的固有频率以及弯扭耦合频率之间的间距,进而改变了结构的颤振速度和颤振频率;随着热传导的进行,结构固有频率和颤振频率先快速减小后基本保持不变,弯扭耦合频率之间的间距和颤振速度则先快速减小后略有上升;舵轴及舵轴与机身间隙的存在对舵面的固有频率、颤振频率、颤振速度都产生了影响,使其最大下降了6%.
- 杨享文武洁叶坤叶正寅
- 关键词：高超声速流动气动加热当地流活塞理论
- 翼型风洞试验中不确定性分析的自动微分方法被引量：4
- 2014年
- 为了深入分析风洞试验中来流参数的扰动对翼型气动试验结果的影响,基于雷诺平均Navier-Stokes方程有限体积方法,采用Spalart-Allmaras湍流模型,发展了一套二维计算流体力学(CFD)程序,应用自动微分方法对CFD程序进行改造,建立了对应过程的敏感性导数计算方法和程序,可以一次性获得翼型各处压力系数和所有气动力系数对迎角、马赫数和雷诺数的敏感性导数。研究结果表明:在亚声速和跨声速中,翼型压力分布对马赫数最敏感,比对雷诺数的敏感性至少高8个量级,但是,在亚声速来流中,翼型压力系数的不确定性由迎角摄动引起的部分比马赫数摄动引起的部分高1个量级,迎角控制精度很大程度上决定了风洞试验结果的精度;在跨声速来流中,迎角摄动引起的不确定性比马赫数摄动引起的要低1个量级,同时,对马赫数敏感性的增强使得翼型压力分布的不确定性在跨声速范围比在亚声速范围高1个量级,此时马赫数的控制精度很大程度上决定了风洞试验结果的精度。
- 徐林程王刚武洁叶正寅
- 关键词：跨声速翼型风洞试验
- 大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响被引量：3
- 2009年
- 采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响。研究结果表明:在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利。此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义。
- 武洁叶正寅
- 关键词：分离流非定常流
- PLC在NF-6风洞监控系统的应用研究
- 阐述了用PLC实现NF-6风洞监控的方法。该方法利用了高可靠性的西门子高端PLC,与各种监测仪器、调节阀及辅助子系统构成了完整的监控系统,在NF-6风洞调试中整个控制系统的软硬件构成和程序逻辑结构都得到充分的验证,表明:...
- 郝礼书乔志德武洁竹朝霞惠增宏
- 关键词：监控系统喘振可编程控制器风洞
- 文献传递
- 基于DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究被引量：2
- 2018年
- 基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明:DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构;与FFT分析结果相比,频率最大差异小于0.16%;且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析,所有模态的放大率均非常小,所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构,前三阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致,更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差,说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。
- 叶坤叶正寅武洁屈展
- 关键词：翼型绕流失速稳定性分析
- 高速翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制
- 本文介绍N F-6翼型风洞常规实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施.基于PMAC的转窗位置控制系统,采用电机位置和速度闭环方法,获得模型姿态角的精度为±0.05°.为进一步提高测控性...
- 竹朝霞惠增宏武洁郝礼书
- 关键词：翼型风洞模型姿态角控制系统
- 文献传递
- NF-6风洞AV90-2轴流压缩机喘振曲线测试研究被引量：14
- 2009年
- 文章对NF-6风洞AV90-2轴流压缩机防喘振监控系统进行了分析研究。重点讨论了防喘振机理、监控系统结构和喘振测试方法,并且基于此系统进行了AV90-2轴流压缩机喘振曲线测试。结果表明:①该防喘振监控系统能够保障风洞安全运行要求,为压缩机的喘振曲线测试和风洞正常实验奠定了坚实的基础;②采用体积流量作为喘振曲线的控制流量是合理的,常压和增压的喘振边界点几乎重合;③常压防喘振曲线可以保障风洞在不同总压下的安全运行。
- 郝礼书乔志德武洁郗忠祥
- 关键词：监控系统NF-6风洞
- 弹性载机对外挂物动力学响应的影响被引量：3
- 2016年
- 在外挂物投放过程中,载机对外挂物具有气动干扰效应,产生附加气动力.对于弹性机翼,在外挂物分离投放时,相当于给机翼一个初始扰动,机翼将发生弹性振动,该振动也会对外挂物带来气动干扰效应.通过耦合求解非定常N-S方程刚体六自由度方程和基于模态法的结构动力学方程,对考虑弹性变形的载机外挂物分离投放过程进行模拟,研究了弹性机翼对外挂物的气动干扰效应.研究结果表明:在外挂物分离初期,弹性机翼的干扰对外挂物气动力响应产生显著影响,机翼的主要结构模态频率决定了外挂物气动力的变化频率,并且由载机机翼动弹性变形引起的干扰气动力能占到外挂物总气动力的一半左右.
- 杨磊叶正寅武洁
- 关键词：外挂物分离动力学响应
