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雷诺数对飞机气动特性的影响研究 被引量：14
1
作者 张培红 周乃春 +1 位作者 邓有奇 马明生 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第6期693-698,共6页
采用CARDC自主开发的基于非结构混合网格技术的大规模并行解算器MFlow,对运输类飞机和战斗机气动特性的雷诺数影响规律进行了研究。通过对不同翼型气动特性的雷诺数影响进行数值模拟研究,探讨了雷诺数对运输类飞机和战斗机气动特性影响... 采用CARDC自主开发的基于非结构混合网格技术的大规模并行解算器MFlow,对运输类飞机和战斗机气动特性的雷诺数影响规律进行了研究。通过对不同翼型气动特性的雷诺数影响进行数值模拟研究,探讨了雷诺数对运输类飞机和战斗机气动特性影响不同的原因,得到了翼型厚度和弯度是雷诺数影响气动特性的关键参数的结论。 展开更多
关键词 数值模拟 气动特性 雷诺数影响
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翼型失速及雷诺数变化对风力机气动性能影响的数值研究 被引量：11
2
作者 靳允立 胡骏 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第9期1280-1285,共6页
利用数值模拟的方法,研究了翼型失速及风速变化引起的雷诺数改变对风力机气动性能的影响。数值计算将k-ω的SST湍流模型与单方程的SA模型结合使用,以模拟大攻角范围的翼型绕流。结果显示:随攻角增大,上翼面分离会依次经历尾缘分离涡与... 利用数值模拟的方法,研究了翼型失速及风速变化引起的雷诺数改变对风力机气动性能的影响。数值计算将k-ω的SST湍流模型与单方程的SA模型结合使用,以模拟大攻角范围的翼型绕流。结果显示:随攻角增大,上翼面分离会依次经历尾缘分离涡与前后缘交替脱落分离涡两个阶段,后者依据分离涡对下翼面压力分布有无影响又呈现两种不同情况,使得不同攻角范围失速时的流场形态及对气动性能的影响存在很大差异;雷诺数变化主要影响上翼面前后缘出现交替脱落分离涡时的攻角区域,且雷诺数越大,其变化引起的升阻系数变化越小。 展开更多
关键词 风力机 二维翼型 失速 雷诺数影响 数值模拟
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前缘缝翼内型的气动设计研究 被引量：11
3
作者 邓一菊 廖振荣 段卓毅 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第3期400-404,共5页
对5种不同缝翼内型的"前缘缝翼+固定翼+后缘襟翼"三段翼型进行了分析。这些三段翼型的唯一差别在于各自前缘缝翼内型形状不同,在基本缝翼内型基础上进行了一些修型,从而下表面尖点位置也相应变动。采用基于雷诺平均N-S方程的... 对5种不同缝翼内型的"前缘缝翼+固定翼+后缘襟翼"三段翼型进行了分析。这些三段翼型的唯一差别在于各自前缘缝翼内型形状不同,在基本缝翼内型基础上进行了一些修型,从而下表面尖点位置也相应变动。采用基于雷诺平均N-S方程的自研软件CCFD-MB进行了详细的CFD模拟,得出缝翼内型对多段翼型的雷诺数影响、失速特性、升力、阻力等气动特性的相关影响。对选取缝翼内型给出建设性结论:某些缝翼内型可能导致不利的雷诺数影响;缝翼内型修型设计,能保证其气动效率不受影响,甚至一定程度的提高,并具有很好的降噪潜力;常规的缝翼内型在气动上不是最佳选择,但气动上的损失还可以接受。最后,从气动、结构的角度阐述了缝翼内型修型设计的可行性。 展开更多
关键词 缝翼内型 雷诺数影响 修型
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小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究 被引量：9
4
作者 张耀冰 周乃春 陈江涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第3期279-288,共10页
采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果... 采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下,雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时,雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时,雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时,雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。 展开更多
关键词 小展弦比飞翼 数值模拟 结构网格 气动特性 雷诺数影响
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超临界层流机翼边界层及气动特性分析 被引量：7
5
作者 杨青真 张仲寅 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第5期438-442,共5页
高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大... 高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。 展开更多
关键词 雷诺数影响 超临界 层流机翼 三维边界层 转捩
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基于风洞试验和数值模拟的超临界机翼雷诺数修正方法研究 被引量：3
6
作者 张彦军 段卓毅 +2 位作者 魏剑龙 雷武涛 赵轲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期934-940,共7页
结合风洞试验方法和数值模拟,对采用超临界机翼的大型飞机进行雷诺数影响规律研究。对比分析了不同雷诺数下的试验结果和数值模拟结果,在此基础上研究了基于数值模拟结果的雷诺数修正方法,将低雷诺数试验结果向高雷诺数进行修正。修正... 结合风洞试验方法和数值模拟,对采用超临界机翼的大型飞机进行雷诺数影响规律研究。对比分析了不同雷诺数下的试验结果和数值模拟结果,在此基础上研究了基于数值模拟结果的雷诺数修正方法,将低雷诺数试验结果向高雷诺数进行修正。修正结果与相应雷诺数试验结果相比,阻力系数相差不超过0.0004,升阻比最大误差约为0.2。针对于力矩系数修正误差问题进行了修正方法改进,改进后的修正误差从0.01降为0.001,表明了修正结果在飞行雷诺数下的适用性。 展开更多
关键词 超临界机翼 雷诺数影响 风洞试验 气动力修正 数值模拟
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雷诺数对机翼尾缘噪声的影响（英文） 被引量：2
7
作者 许思为 李伟鹏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第3期382-392,共11页
采用二维直接数值模拟,研究了雷诺数对NACA0015翼型尾缘噪声特征和噪声机理的影响。研究结果表明翼型尾缘噪声机理和频谱特征随雷诺数变化而显著不同,在中等雷诺数(Rec=5×10^4)条件下,吸力面与压力面的脱涡结构独自诱导发声,在频... 采用二维直接数值模拟,研究了雷诺数对NACA0015翼型尾缘噪声特征和噪声机理的影响。研究结果表明翼型尾缘噪声机理和频谱特征随雷诺数变化而显著不同,在中等雷诺数(Rec=5×10^4)条件下,吸力面与压力面的脱涡结构独自诱导发声,在频谱上表现为在多个不同的窄带峰值频率,利用线性稳定性分析,表明脱涡结构频率与不稳定T-S波的增长频率一致,尾缘脱涡结构的生成和噪声激励之间存在闭环反馈环机制,且闭环反馈环机制同时存在于机翼的压力面与吸力面。在低雷诺数(Rec=1×10^4)条件下,仅观测到的单一的窄带频率,其原因与剪切层的固有不稳定性直接相关。 展开更多
关键词 机翼尾缘噪声 雷诺数影响 闭环反馈机制 线性不稳定性分析 NACA0015翼型
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雷诺数对低速对称翼型气动性能的影响 被引量：1
8
作者 史广泰 李振朋 《新技术新工艺》 2013年第9期18-22,共5页
基于CFD软件,采用k-ω SST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响。比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的... 基于CFD软件,采用k-ω SST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响。比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的计算值与试验值,得出了和试验值最接近的翼型,总结了对称翼型升力系数、阻力系数和升阻比的变化规律,确定了对称翼型最佳攻角。结果显示,低速对称翼型相对厚度越大,气动性能越好;雷诺数越小,黏性越大,越先发生边界层分离;翼型NACA0018的计算值和试验值最接近;翼型NACA0018的最佳攻角为10°。 展开更多
关键词 低速对称翼型 雷诺数影响 气动特性 数值模拟
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CHN-T1标模的数值计算及气动特性研究 被引量：1
9
作者 李浩然 李亚坤 +1 位作者 张宇飞 陈海昕 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期329-336,共8页
基于"第一届CHN-T1标模CFD可信度研讨会"的相关计算安排,采用CFL3D求解器结合组委会提供的结构网格进行CHN-T1标模的气动特性计算。对比发现CFL3D求解器的SST湍流模式相对SA模式具有更好的网格收敛性。对标模的抖振特性进行... 基于"第一届CHN-T1标模CFD可信度研讨会"的相关计算安排,采用CFL3D求解器结合组委会提供的结构网格进行CHN-T1标模的气动特性计算。对比发现CFL3D求解器的SST湍流模式相对SA模式具有更好的网格收敛性。对标模的抖振特性进行了分析,发现抖振起源于机翼中段的激波/边界层干扰,进入抖振状态后当迎角继续增大,激波将持续增强,同时外翼段的后加载减小,使得低头力矩下降,操纵特性变差。对静气弹效应进行了分析,发现该效应主要影响了变形较大位置的升力系数以及激波强度。大雷诺数下机翼截面压力分布后加载包围的面积增大,机翼上表面超声速区的吸力平台有所下降。 展开更多
关键词 CHN-T1标模 湍流模式 抖振特性 静气弹效应 雷诺数影响
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