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题名高速压气机叶栅纳秒脉冲等离子体流动控制仿真研究
被引量：11
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作者
张海灯
李应红
吴云
赵勤
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机构
空军工程大学等离子体动力学重点实验室
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第6期1560-1570,共11页
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基金
国家自然科学基金(50906100
51336011)
+1 种基金
高等学校全国优秀博士学位论文作者专项资金资助(201172)
陕西省科学技术研究发展计划(2013KJXX-83)~~
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文摘
为研究纳秒脉冲等离子体气动激励在高亚声速来流条件下抑制压气机叶栅流动的分离机制,建立了基于唯象学的模拟纳秒脉冲介质阻挡等离子体气动激励特性的热源模型,在微秒量级时间尺度上分析研究了纳秒脉冲等离子体气动激励对叶栅通道流动结构的影响机制,并初步探究了纳秒脉冲等离子体气动激励的流动控制规律。研究结果表明:基于唯象学的热源模型能够较好地模拟纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生冲击波的气动特性;纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生的冲击波在高亚声速来流条件下能够对叶栅通道流动结构产生较大影响,其影响规律与激励特征和流场特性有关;高亚声速来流条件下,在叶栅通道中施加纳秒脉冲等离子体气动激励能够降低通道出口总压损失,改变流场结构。
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关键词
高亚声速
纳秒脉冲
冲击波
流动结构
流动分离
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Keywords
high subsonic speed
nanosecond pulse
shock wave
flow structure
flow separation
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分类号
V211.24
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名某层流机翼验证机风洞试验数据修正方法
被引量：1
- 2
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作者
姜有旭
李杰
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361-374,共14页
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基金
国家自然科学基金(11972304,12272312)
航空科学基金(2019ZA053005)。
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文摘
高亚声速条件下机翼层流特性对雷诺数非常敏感,风洞试验雷诺数与飞行雷诺数有较大差异,需要对验证机风洞试验数据进行合理修正。针对验证机对雷诺数效应敏感的特点,首先总结并对比了基于经验公式和基于数值模拟的风洞试验气动力系数雷诺数效应修正方法的优缺点和适用性,并给出了风洞试验中伪雷诺数效应和模型差异等的影响,为验证机试验数据修正提供了思路。然后结合变雷诺数数值模拟对验证机气动特性进行雷诺数效应影响规律研究。最后使用基于变雷诺数数值模拟的试验数据修正方法将验证机高低速风洞试验结果由低雷诺数向高雷诺数修正。结果表明:变雷诺数数值模拟风洞试验数据修正方法对层流机翼验证机高低速风洞试验数据修正效果良好,为验证机精细设计提供数据支撑。
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关键词
层流机翼验证机
数据修正
高亚声速
数值模拟
风洞试验
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Keywords
verification aircraft with laminar wing section
data correction
high subsonic speed
numerical simulation
wind tunnel test
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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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题名某高亚声速鸭式导弹超临界对称翼型设计研究
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作者
李小林
伍彬
傅建明
赵兴隆
梁伟
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机构
上海机电工程研究所
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出处
《上海航天》
CSCD
2018年第4期61-69,共9页
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文摘
为改善高亚声速导弹气动性能,提出了超临界对称翼型概念。该翼型具有前缘钝圆,表面平坦,型面面积大等特点。在跨声速、小攻角状态下,翼型表面大部分区域为超声速区,有效防止了激波出现并减轻了边界层分离程度,进而提高了阻力发散马赫数和升阻比。针对某高亚声速鸭式导弹,采用CFD(computational fluid dynamic)软件求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法和基于翼型特征的参数描述(PARSEC)方法优化设计了一种超临界对称翼型,并将其应用于鸭舵和尾翼设计。最后,进行了导弹全弹外形的跨声速风洞试验。结果表明:使用超临界对称翼型的高亚声速导弹具有良好的升阻特性。
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关键词
超临界翼型
高亚声速
鸭式导弹
对称翼型
翼型设计
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Keywords
supercritical airfoil
high subsonic speed
canard missile
symmetric airfoil
airfoil design
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分类号
TN241
[电子电信—物理电子学]
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