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本文以单个马蹄涡代替机翼模型,在矩形闭口风洞映象涡系的基础上增添一个切边涡系,应用涡格法确定切边涡强度,进而计算了八角形风洞有地效时的洞壁升力干扰因子。计算表明,地效试验的洞壁升力干扰修正不仅要计及上洗干扰和流线曲度效应,还应考虑平尾处上洗速度的法向梯度影响。 相似文献
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本文讨论了关于风洞侧壁效应原理的几种不同的理论解释,即尾涡模型,位移效应模型和前缘马蹄涡模型。从实验观察和基本原理两个方面对上述不同解释进行了考察。指出原有理论存在不同程度的缺陷和片面性。在此基础上对侧壁效应原理提出了较为全面的解释。 相似文献
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低速风洞洞壁干扰修正的积分方法 总被引:1,自引:0,他引:1
由涡的定义导出的向量泊桑方程的积分形式的解析解,被用于低速风洞壁引起的干扰速度的计算。这种积分方法可以较精确地计算气流分离模型或任何复杂形状模型试验的洞壁干扰,而不存在试验模型的模拟问题。洞壁干扰计算所需要的一切信息都被包括在洞壁压力分布的测量数据中,数据的跳动对积分结果影响极小。该方法简单省时间,可做为数据处理的一部分,用于风洞吹风试验时随计算机修正。 相似文献
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纵向涡对矩形通道内湍流流动特征影响的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本研究用风洞实验对矩形通道湍流边界层内嵌入的涡发生器参数进行了筛选;测量了单个涡发生器沿纵向对双侧壁面近壁边界层流场的干扰特性和通道嵌入涡偶的流动特性。找出了通道内嵌入涡发生器形成对近壁边界层流场干扰的较理想的涡发生器参数和涡偶的布局形式。 相似文献
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跨声速三维非线性洞壁干扰的数值计算 总被引:4,自引:0,他引:4
分别以固壁条件和洞壁附近的压力分布模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用Euler方程和N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨声速模型绕流和气动力的影响,初步的研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨声速风洞中的绕流场,经洞壁干扰修正后的GBM-04A模型在0.6m风洞中的试验结果与无干扰参考结果吻合较好 相似文献
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针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明:涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST (shear stress transport)k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力. 相似文献
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旋翼桨尖涡模型及其参数确定方法研究 总被引:5,自引:0,他引:5
介绍了基于有效湍流粘性系数假设的半经验桨尖涡涡核模型,并将桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的影响引入该模型.采用流场显示的方法利用"粒子空白区"确定桨尖涡涡核半径,并进行了拉伸压缩修正以获得纯扩散效应引起的涡核半径增长量,以此来确定该模型的关键参数.参数确定结果表明,在中等到大涡雷诺数下湍流扩散效应引起的涡核扩散远大于分子动量扩散效应的作用,桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的增长有重要影响. 相似文献
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斜拉桥桥塔的驰振响应分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文分析了一座拟修建的斛拉桥桥塔的驰振特性。用一种直接测量方法,在风洞中测量了该塔原模型及修改模型的气动力;推导了分段变截面的桥塔在边界层风场中的驰振响应公式,讨论了临界风速,得到了一些有意义的结果。本文方法及程序可用于一般工程实际。 相似文献
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垭口地貌要素对风速分布规律影响的风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
输电线路微地形气象灾害的调查研究显示,垭口地貌影响下的输电线路风偏闪络事故多发。鉴于垭口地貌不同位置处的风剖面分布规律尚不明确,借助风洞试验,研究了垭口地貌的山丘坡度、谷口宽度等地貌要素对山谷及山脊中轴线上风速分布规律的影响。风洞试验结果表明:与平地风速相比,山谷中轴线及山丘峰顶处风速的最大加速幅度分别达到了33%和53%,明显大于规范规定的10%,容易造成垭口区域内输电线路风偏闪络或倒塔;山谷中轴线风速修正系数随两侧山丘坡度增加而增加,随谷口宽度增加而减小,提出了符合这一规律的计算公式;山谷中轴线上,下风侧风速加速效应略强于上风侧;垭口两侧山丘山顶处风速未受垭口地貌影响,风洞试验测得风速修正系数与单体山丘拟合公式的计算结果基本一致;设计时可统一偏于保守地取用山丘顶部的风速修正系数对平地风速予以修正。 相似文献
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本文介绍了由Hackett提出的一种估算大攻角洞壁干扰修正的壁压信息法。并利用四个几何相似、尺寸不同的平板机翼和翼-身组合体模型在南航NH-2风洞中进行了试验。试验和计算结果表明,该方法使用方便,修正结果准确可靠。但必须指出,对于试验段下游带有平衡缝的闭口回流风洞,洞壁测压数据需经适当的修正才能获得满意的结果。 相似文献
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《中国航空学报》2017,(1)
The design of the geometric shape of a helicopter fuselage poses a serious challenge for designers. The most important parameter in determining the shape of the helicopter fuselage is its aerodynamic coefficients. These coefficients are determined using two methods: wind tunnel test and computational fluid dynamics(CFD) simulation. The first method is expensive, time-consuming and limited. In addition, estimates in regions away from data can be poor. The second method,due to the limitations of numerical solution, the number of nodes and the used solution, is often inaccurate. In this paper, with the aim of accelerating the design process and achieving results with reasonable engineering accuracy, an engineering-statistical model which is useful for estimating the aerodynamic coefficients was developed, which mitigated the drawbacks of these two methods.First, by combining CFD simulation and regression techniques, an engineering model was presented for the estimation of aerodynamic coefficients. Then, by using the data from a wind tunnel test and implementation of statistical adjustment, the engineering model was modified and an engineering-statistical model was obtained. By spending less time and cost, the final model provided the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage at the desired angles of attack with reasonable accuracy. Finally, three numerical examples were provided to illustrate the application of the proposed model. Comparative results demonstrate the effectiveness of the engineering-statistical model in estimating the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage. 相似文献
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The design of the geometric shape of a helicopter fuselage poses a serious challenge for designers. The most important parameter in determining the shape of the helicopter fuselage is its aerodynamic coefficients. These coefficients are determined using two methods:wind tunnel test and computational fluid dynamics (CFD) simulation. The first method is expensive, time-consuming and limited. In addition, estimates in regions away from data can be poor. The second method, due to the limitations of numerical solution, the number of nodes and the used solution, is often inaccurate. In this paper, with the aim of accelerating the design process and achieving results with reasonable engineering accuracy, an engineering-statistical model which is useful for estimating the aerodynamic coefficients was developed, which mitigated the drawbacks of these two methods. First, by combining CFD simulation and regression techniques, an engineering model was pre-sented for the estimation of aerodynamic coefficients. Then, by using the data from a wind tunnel test and implementation of statistical adjustment, the engineering model was modified and an engineering-statistical model was obtained. By spending less time and cost, the final model provided the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage at the desired angles of attack with reasonable accuracy. Finally, three numerical examples were provided to illustrate the application of the pro-posed model. Comparative results demonstrate the effectiveness of the engineering-statistical model in estimating the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage. 相似文献
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针对大海带东桥引桥断面和苏通长江公路大桥主梁断面,基于确定性涡方法进行静三分力系数及Strouhal数(St)雷诺数效应分析,采用粒子强度交换法(PSE)粘性扩散处理.和风洞试验值对比显示,数值计算结果有着合理的可信度.数值计算也显示雷诺数对这两种截面的静三分力系数及St影响不可以忽略;对苏通桥主梁断面在雷诺数在1×10~5和1×10~6范围时,St数受雷诺数影响很大,而这个范围内用试验的值来得到实桥的St数是非常困难的. 相似文献
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在某飞机大振幅偏航、滚转单自由度运动风洞试验的基础上,采用不同建模变量,用模糊逻辑方法建立滚转力矩模型,分析研究了不同变量对模型精度的影响;然后运用得到的较为合理的建模变量,采用非定常模型获取偏航-滚转耦合运动的气动力系数,并与试验结果比较,分析不同的变量组合对该模型预测精度的影响。结果表明,不论在哪种运动形式下,建模变量间的相关性都是造成模型预测精度低的主要因素。对于单自由度运动,应取α、β、ωy(ωx)为建模变量;对于耦合运动,以α、β、ωx、ωy为建模变量较好。 相似文献
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宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明:支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 bA,需进行相关修正。 相似文献