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题名飞机近场尾涡特性数值模拟研究
被引量：12
- 1
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作者
温瑞英
王红勇
刘薇
褚双磊
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机构
中国民航大学空中交通管理学院
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出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2016年第1期46-50,共5页
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基金
国家自然科学基金委员会与中国民用航空局联合资助(U1333108)
天津市应用基础与前沿技术研究计划资助(14JCQNJC04500)
+3 种基金
中央高校基本科研业务费资助(ZXH2011C007
3122014B005
3122014C021)
校级科研启动基金资助(08QD01X)
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文摘
对飞机近场尾涡参数进行定量分析是研究尾涡运动、消散规律的基础,也是合理缩减空中交通尾流间隔的重要理论依据。采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,数值模拟了B757-200飞机的近场尾涡特性,并对飞机尾涡参数进行了相关计算。结果表明：在飞机尾涡的近场区域初始尾涡位置与飞机迎角无关;涡核间距随流向距离的增加线性减小;尾涡切向速度的最大值随流向距离的增加呈指数规律递减;涡核半径约为机翼展长的5%~10%。
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关键词
近场
尾涡特性
数值模拟
涡核半径
尾涡强度
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Keywords
near field
wake vortex characteristic
numerical simulation
vortex core radius
wake vortex strength
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分类号
V211.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名飞机尾涡流场特征参数估算方法研究
被引量：5
- 2
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作者
谷润平
赵丽雅
魏志强
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机构
中国民航大学空中交通管理学院
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出处
《航空计算技术》
2017年第6期14-17,23,共5页
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基金
国家自然科学基金项目资助(U1533116
U1633125)
+4 种基金
民航安全能力建设基金项目资助(TMSA1617)
中央高校基本科研业务费项目资助(3122017067
Y17-18
3122014B005)
中国民航大学科研启动基金项目资助(2014QD16X)
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文摘
尾流是飞行安全的重要影响因素。对尾特征流参数的定量估算方法是尾流探测、流场仿真和遭遇风险评估的基础。提出了一种基于垂直截面上尾涡诱导风场数据的尾涡特征参数计算方法,包括基于截面涡量数据的涡核位置判定方法、涡核半径计算方法和左右涡强度环量计算模型;以典型的流场仿真数据为例,计算分析了飞机尾涡流场中左右涡环量差、涡核位置、侧风等因素对估算效果的影响。结果表明,与P2P模型相比,模型在多种因素影响下的估算精度更加稳定。相关研究可用于激光雷达探测尾涡的特征参数计算,或者是基于CFD数值模拟实验数据的尾涡特征参数定量计算研究。
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关键词
涡旋
飞机尾流
尾涡特征参数
涡核环量
涡核半径
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Keywords
wake vortex
turbulence
characteristics of wake vortex
wake vortex circulation
wake vortex core
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分类号
V212.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算
被引量：1
- 3
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作者
温瑞英
李鹏柯
刘聪
王红勇
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机构
中国民航大学空中交通管理学院
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2023年第5期59-67,I0001,共10页
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基金
国家自然科学基金(U1833103)。
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文摘
尾流间隔是飞机起降和飞行过程的安全保障。近场尾涡特征参数是尾涡远场演变和消散研究的基础,是缩减尾流间隔以提升机场及空域容量的理论依据。采用雷诺平均法数值模拟A320飞机尾涡的近场演化过程,对近场尾涡特征参数的计算方法进行了研究。结果表明:与Hallock-Burnham模型相比,Lamb-Oseen模型能更准确地描述近场尾涡速度分布;采用平均椭圆法计算的近场尾涡涡核半径比采用传统方法计算的精度更高;数值模拟中,A320机型更适合采用3~12 m的平均环量值来描述近场尾涡强度。
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关键词
近场尾涡
数值模拟
尾涡
涡核半径
尾涡环量
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Keywords
near-field wake vortex
numerical simulation
wake vortex
vortex core radius
wake vortex circulation
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分类号
V211.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V211.3
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题名自由涡尾迹方法中涡核尺寸对风力机气动计算的影响
被引量：3
- 4
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作者
许波峰
刘冰冰
冯俊恒
左潞
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机构
河海大学能源与电气学院
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2019年第5期1530-1537,共8页
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基金
国家自然科学基金项目资助(51607058)
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文摘
涡核模型中的涡核尺寸对自由涡尾迹(free vortex wake, FVW)方法准确预估风力机气动特性至关重要,涡核尺寸包括初始涡核半径和由于耗散效应涡核半径在尾迹中的增长. FVW方法中涡线控制方程离散采用三步三阶预估校正格式,涡核模型采用经典Lamb-Oseen模型,并考虑了涡耗散效应和拉伸效应.首先,通过气动载荷和叶尖涡涡量平均值的分析得到初始涡核半径的取值范围;然后,根据叶尖涡耗散特性的分析,确定体现涡黏性耗散效应涡核半径增长的经验常数的取值;最后,分析了涡核尺寸对叶尖涡结构的影响,进一步验证初始涡核半径和涡黏性耗散经验常数的取值对风力机气动计算的影响.结果表明:当初始涡核半径大于50%弦长时,FVW方法收敛稳定且能准确预估风轮气动载荷;综合风轮气动载荷和叶尖涡耗散特性,初始涡核半径取60%到70%弦长为宜,且对应的涡黏性耗散经验常数取值也不同;风轮气动载荷和叶尖涡结构的准确预估主要受初始涡核半径影响,经验常数对其影响不大,而经验常数主要影响风轮下游尾流场叶尖涡的耗散特性.
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关键词
风力机
自由涡尾迹
气动特性
涡核尺寸
黏性耗散效应
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Keywords
wind turbine
free vortex wake
aerodynamic characteristics
vortex core size
viscous dissipation effect
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分类号
TK83
[动力工程及工程热物理—流体机械及工程]
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题名基于涡尾迹方法的风力机非定常气动特性计算
被引量：7
- 5
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作者
王芳
王同光
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机构
南京航空航天大学航空宇航学院
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出处
《太阳能学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第9期1286-1291,共6页
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基金
国家重点基础研究发展计划(973)项目(2007CB714600)
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文摘
给出了一种水平轴风力机三维非定常气动特性计算方法。风力机的绕流用预定涡尾迹模型确定,并引入涡核模型和考虑粘性引起的耗散效应对模型进行修正,解决了涡尾迹方法在大叶尖速比时普遍存在的计算发散问题。通过对Leishman-Beddoes动态失速模型中动态失速判据和模拟的修正,更准确计算侧偏风时风轮叶片的非定常气动响应。将三维旋转失速延迟模型与预定涡尾迹模型和动态失速模型适当耦合,从而计算包括三维旋转效应对叶片气动载荷非定常响应的影响,提高了风力机风轮和叶片非定常气动特性计算的准确度。
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关键词
风力机
预定涡尾迹方法
涡核
非定常空气动力
动态失速
三维旋转效应
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Keywords
wind turbine
prescribed vortex wake model
vortex core
unsteady aerodynamics
dynamic stall
three-di- mensional rotational effect
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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