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高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空科学技术》2016,(8)
层流喷管作为高马赫数低噪声风洞的核心部件,对风洞性能起决定性作用。本文概述了高马赫数低噪声风洞层流喷管的2项关键技术,即喉道前边界层抽吸控制与亚跨超段衔接型线匹配设计技术研究现状,研究了基于喉道上游边界层抽吸的喷管亚跨超段一体化设计方法和基于数值方法的喷管转捩预测技术,可指导高马赫数低噪声风洞的研制。 相似文献
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本文通过实验研究了风洞实验区流场的扰动与边界层转捩区内的速度脉动及其强度、谱特性和两者之间的相关性,提出了实验区流场的扰动对转捩区流场起作用的条件和规律(即转捩对外界扰动响应的条件),这项工作是研究修正风洞背景流场噪声和湍流度对转捩雷诺数影响的基础。 相似文献
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西工大低湍流度风洞的变湍流度技术 总被引:1,自引:0,他引:1
西工大低湍渡度风沿实现宽范围变湍流度能力的技术途径;适当的变湍流度格栅位置;宽范围变化的变湍流度的格栅结构尺寸;恰当处理好变湍流变格栅装置与风洞试验段上游气动轮廓的干扰问题。 相似文献
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传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法。扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流。笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响。模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性。与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%。壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大。 相似文献
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风洞模拟近地面大气边界层 总被引:6,自引:1,他引:6
本文通过大气边界层风洞的模拟实验,介绍一种在风洞中模拟近地面大气边界层的方法。根据大风地区的现场实测资料,对大气的风剖面及湍流度等有关参数,提出了一些特殊的要求。常规的模拟方法难以保证与实际风环境的相似,为此专门研制了一种在保证平均风剖面相似的前提下,可使气流产生大湍流度的装置,简称湍流度调节器。通过对模拟边界层的平均风速,湍流度及风速谱的测量分析,证明与实际风区大风环境的风结构相当一致。为解决实 相似文献
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高超声速湍流中的激波/边界层干扰现象,因其会引起气动力/热等关键参数的剧烈变化,在相关飞行器的设计与优化中受到了广泛关注。在涉及真实飞行器的湍流模拟中,采用基于涡黏性假设的湍流模型与雷诺平均的RANS方法仍然是目前工业设计中最为常用的手段。为了获得更好的预测结果,很多研究都集中在对湍流模型的修正与改进上,但是对求解的RANS方程本身关注却不多,特别是湍动能(TKE)在平均方程中所起作用的相关研究就更少。本文以马赫数为7.05的柱裙干扰流动为例,采用k-ω SST湍流模型,针对RANS方程中常被忽略的湍动能项在高超声速激波/边界层干扰中的影响规律开展了研究,并对每一个湍动能项的作用机理进行了定性和定量分析。研究结果表明,湍动能项对激波/边界层干扰区(SWBLI)流动预测结果有很显著的影响,特别是流动分离区的范围。忽略其中部分湍动能项可以使分离区缩小至原来的40%左右,而忽略另外部分湍动能项反而会使得分离范围增大近30%。通过对平均动量方程和平均能量方程的分析发现,造成这种剧烈影响的主要原因是湍动能项被忽略后有效平均压力场的显著改变,进而改变了分离点附近的逆压梯度,从而造成了流动分离区范围... 相似文献
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连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。 相似文献
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汽车风洞试验段流场的试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
以上海地面交通工具风洞中心全尺寸气动声学风洞1:15模型风洞为研究对象,采用三维热线风速仪,测量了该模型风洞内不同工况下试验段内流场的分布情况。通过所测流场内平均速度的分析,了解该模型风洞试验段内气流的定常流动形态,对比典型射流结构进行分析,得到了该开口式低速汽车风洞试验段内喷口处射流剪切层所特有的结构形态;通过对风洞试验段内不同截面处流场内部湍流强度的分析比较,了解了喷口射流剪切层内以及收集口处的湍流强度大小与分布情况。 相似文献
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实验在低湍流风洞中完成.对翼身-平面角区流场里诸参数,如翼型表面和平板上的压力分布、绕翼型及尾迹区内的平均速度、脉动速度、湍动能及二阶关联量u′v′及u′w′进行了测量,然后应用拟压缩性方法,在曲线坐标系下求解Navier-Stokes方程,选取Baldwin-Lomax湍流模式,对角区湍流场进行数值模拟。最后把计算结果与实验结果进行了对比,二者符合较好。 相似文献
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针对在建的高亚声速结冰风洞,用数值方法研究了风洞的部段损失。利用CFD技术,数值模拟了不同设计状态下风洞收缩段、试验段、扩散段的损失,并与试验结果进行对比,分析了扩散角对扩压损失的影响。对扩散段进行了优化设计改造,成功达到了风洞性能指标。研究结果表明:利用数值模拟方法,可以方便地进行各种设计方案的损失比较,既经济便捷又可靠,在风洞设计中可大力推广。 相似文献
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本文给出亚声速二维风洲收缩段的一种设计方法。对两端为均匀流,风洞壁上无压力中断和逆压力梯度的条件下,设计出壁为最短的亚声速二维风洞的收缩段,借以减少边界层的影响。这个方法对低速风洞和高亚声速风洞收缩段都是适用的。对开发风力资源有一定的参考价值。 相似文献
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风洞收缩段曲线气动性能研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了一种新的风洞收缩段曲线的设计方法,即UG参数化收缩段壁型曲线设计。采用商用软件fluent对这种收缩段曲线性能进行数值模拟计算,获得了好的流场品质,对于风洞的设计以及流动优化提供了新的设计思想。在模拟计算的基础上应用了该研究成果加工制造了一座低速风洞,并对风洞流场进行了校测,对比了模拟计算结果与实验测量结果,并进行了流场性能分析。该设计方法可以应用推广到风洞设计工作中去。 相似文献
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大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0.22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。 相似文献
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2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用。因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作。笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平。 相似文献
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在西北工业大学低落充度风洞中,用热线风速仪在对称翼型边支及近场尾流中,于20多处剖面上移测速度型,湍流强度、雷诺正应力及切应力等湍流参量。着重讨论了各雷诺应力分量的分布。结果表明,在边界层和尾流宽度方向及流动方向上均有明显的规律性。其有关特征值明显低于常规风洞流度下的结果。 相似文献