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题名涡流发生器对半球形激光转塔跨声速流场影响数值研究
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作者
唐松祥
李杰
张恒
魏自言
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机构
西北工业大学
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出处
《航空科学技术》
2024年第6期51-62,共12页
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基金
航空科学基金(2019ZA053005)。
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文摘
激光转塔的跨声速绕流场使得机载激光平台面临着严峻的气动光学挑战。为对激光转塔的跨声速流场被动控制提供基本的理论支撑,本文利用了改进亚格子尺度的改进延迟脱体涡模拟(IDDES)方法,针对细长圆柱的针状涡流发生器,对跨声速条件下半球形机载激光转塔的绕流场进行了流动控制数值研究。结果表明,针状涡流发生器引入了明显的二次流特征,削弱了来流能量,导致激光转塔顶部激波强度受到影响,进而影响了激光转塔尾迹区的分离泡尺寸;激光转塔尾迹的横向摆动和纵向波动特征的时空特性并未受到涡流发生器的明显影响,而动态模态分解(DMD)结果指出了当涡流发生器存在时,激光转塔尾迹的纵向波动模态能量具有明显的衰减,合理地对应了尾迹分离泡形态的改变,揭示了本文研究的涡流发生器对激光转塔尾迹分离区的抑制作用,为以被动控制方法来抑制激光转塔气动光学效应提供了依据。
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关键词
跨声速
机载激光转塔
流动控制
IDDES
DMD
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Keywords
transonic
airborne laser turret
flow control
IDDES
DMD
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分类号
V211
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名多孔介质对翼型绕流边界层影响的数值研究
被引量：1
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作者
冯欢欢
刘勇
魏自言
王琦
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机构
南昌航空大学飞行器工程学院
中国空气动力研究与发展中心气动噪声控制重点实验室
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出处
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2020年第3期1160-1165,I0017,共7页
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基金
国家地区科学基金(11962018)
航空科学基金(2018ZA56003)
气动噪声控制重点实验室开放课题(ANCL20190305)。
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文摘
以多孔尾缘结构SD-7003翼型为研究对象,基于格子Boltzmann方法(LBM)研究了不同多孔介质材料对翼型边界层发展及尾缘流动的影响规律。研究结果表明:LBM方法可以精确地计算出可渗透壁的多孔翼型边界层特征,且数值模拟结果与文献参考值非常吻合;相对于实体翼型,多孔尾缘上、下面压差推动渗流穿过多孔区衰减翼型表面的气动载荷波动,其衰减程度依赖于多孔材料的流阻;多孔翼型压力面与吸力面的边界层厚度较实体翼型有明显的增加,且边界层厚度随流阻的减少而增加。
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关键词
尾缘
格子BOLTZMANN方法
边界层
多孔介质
流阻
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Keywords
tailing edge
Lattice Boltzmann method
boundary layer
porous media
flow resistance
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分类号
V211
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名某层流验证机层流翼段气动改进设计
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作者
魏自言
李杰
张恒
杨钊
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机构
西北工业大学航空学院
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第11期221-232,共12页
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基金
国家自然科学基金(11972304)。
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文摘
高亚声速层流飞机是现阶段飞机设计的一个重点研究方向,可以有效提高飞机气动性能,增加航程航时等关键指标,但层流翼型在低速条件下与传统翼型相比气动特性较差。利用改进的剪切层自适应IDDES方法针对某特殊设计的层流验证机层流翼段进行分析及改进,抑制其由于翼型本身及翼身结合处的三维效应在大攻角状态下所引起的流动分离,使得翼段在低速大迎角状态下获得相对较好的气动特性。结果表明通过对层流翼段的翼型前缘修型,可以在低速条件下显著抑制流动分离,使得层流翼段在低速性能提升的同时在高速条件下也能保证较好的气动特性。
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关键词
层流翼型
剪切层自适应
IDDES
流动控制
流动分离
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Keywords
laminar airfoil
shear layer adaptive
Improved Delay Detached Eddy Simulation(IDDES)
flow control
separation flow
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分类号
V211
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高速冲床出料过程工件运动状态数值模拟
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作者
马成宇
何国毅
魏自言
王琦
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机构
南昌航空大学
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出处
《制造技术与机床》
北大核心
2017年第9期137-142,共6页
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文摘
针对高速冲床吹气出料时遇到的卡件问题,基于计算流体力学软件FLUENT对高速冲床出料过程工件的运动状态进行数值模拟,应用6DOF模型计算工件在出料过程中受高速气流冲击而引起的姿态变化,采用局部网格重构法和弹簧拉伸法对工件运动边界的网格重新划分,基于弹性碰撞假设计算工件与冲床壁面碰撞后的运动参数,记录出料过程中每一个时间步长内工件质心坐标和工件翘尾角度用来表示每一时刻工件的位置和姿态,分别改变喷口压力和喷口直径进行多次计算探究喷口压力和喷口直径对出料过程的影响,结果表明喷口直径和喷口压力的增大都会加快出料过程,但喷口压力增大后容易使工件和壁面的碰撞次数增多,喷口直径是影响出料过程中工件姿态的主要因素,喷口直径的增大能够更加有效缩短出料时间提升出料速度且不会引起更多的碰撞。
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关键词
6DOF
网格重构法
弹簧拉伸法
高速冲床
出料过程
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Keywords
6DOF
remeshing method
spring tension method
high-speed punch
discharging process
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分类号
TG315
[金属学及工艺—金属压力加工]
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题名高速冲床喷口压力及位置对工件出模影响分析
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作者
魏自言
王琦
马成宇
何国毅
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机构
南昌航空大学
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出处
《制造技术与机床》
北大核心
2017年第12期147-153,共7页
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文摘
针对高速冲床气动脱模偶尔卡模的问题,利用数值仿真的方法,结合6自由度模型,采用局部网格重构法和弹簧拉伸法对工件运动边界的网格重新划分,基于弹性碰撞假设计算工件与模具碰撞后的运动参数,对金属工件的出模过程进行模拟,对其在模具中的运动状态及轨迹进行分析,同时通过调整喷口压力以及喷口位置,保证工件在出模过程时间最短、碰撞次数最少。仿真结果表明:喷口位置以及喷口压力均对工件出模过程产生影响,调整喷口位置和压力有助于提高工件出模可靠性,同时,对模具的外形设计提出一定修改意见。本研究有助于高速冲模气动脱模模具的设计。
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关键词
6DOF
数值模拟
运动分析
模具设计
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Keywords
6DOF
numerical simulation
motion analysis
moht design
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分类号
O355
[理学—流体力学]
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题名基于LBM-LES方法的翼型气动噪声直接数值计算
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作者
魏自言
刘勇
王琦
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机构
南昌航空大学
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出处
《应用力学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2019年第5期1012-1017,1254,共7页
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基金
江西省教育厅科学技术研究项目(GJJ180511)
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文摘
直接数值计算方法对航空飞行器机体气动噪声产生机理研究及噪声预测非常关键。本文基于在格子玻尔兹曼方法(LatticeBoltzmannMethod,LBM)框架下的大涡模拟方法(LargeEddy Simulation, LES)对SD-7003仿生翼型在较低马赫数条件下的气动噪声进行了直接数值计算,雷诺数选取为8.0×10~5。LBM方法采用多松弛时间近似,格子离散速度模型为D2Q9模型,LES方法的亚格子模型是动态Smagorinsky模型。噪声直接计算结果表明:LBM-LES方法能较精确地预测低马赫数及中低雷诺数条件下翼型气动噪声远场的声压,与实验结果相比,误差在10%以内;同时可以直接得到噪声声场及传播过程,并能揭示噪声的生成机理。
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关键词
气动噪声
格子玻尔兹曼方法
大涡模拟
直接数值计算
多松弛时间
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Keywords
aeroacoustic
lattice Boltzmann method
large eddy simulation
direct numerical simulation
multi-relaxation time
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分类号
V211.41
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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