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中国科学院工程热物理研究所专利：一种用于风电叶片加载交变气动载荷的疲劳试验装置与方法
中国科学院工程热物理研究所在非定常条件下翼型气动噪声研究方面取得新进展（图）
非定常条件 翼型 气动 噪声
2021/7/15
研究人员通过电机驱动翼型进行俯仰振动来产生非定常来流条件，对振动翼型的远场噪声和尾缘近壁面流场进行测量，并对二者在一个振动周期内的时序特性进行耦合分析。
非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计
网格变形法 热固耦合 非均匀热流载荷
2015/11/10
为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度，发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象，采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型，提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明，基于网格变形技术能够快速有效地解决优...
为提高航空发动机风扇/压气机试验流程控制的合理性和试验结果评定的真实性,在梳理国内航空发动机压缩部件气动性能试验研究现状的基础上,总结提炼出若干重要技术问题,并通过理论分析和部分试验验证,对所涉及的技术问题进行了深入探讨.分析结果表明:风扇气动性能试验和压气机气动性能试验对试验设备排气能力的要求不同;相比升转速录取方式,降转速录取能够优化风扇/压气机的试验流程;可采取不同措施降低测量探针对风扇/压...
为了探索盒式六分量应变天平热态试验时三维力传感器输出信号异常的现象，从四分量机械单台式天平与盒式六分量应变天平的气动布局、主体结构及热态试验方面展开了对比分析，受结构及安装制约，盒式六分量应变天平无法消除或补偿高温热流在稳定段上产生的热应力.为保留喷管模型试验器最具特色的高温试验功能，利用对称布置方案，调换燃油加温器至稳定段出口.热态试验证明：在增强天平的平衡性、减少天平机械连接、简化燃油加温器安...
为研究高亚声速下格尼襟翼(GF)对翼型气动性能的影响,采用数值计算方法研究了NACA 8-H-12翼型加装不同高度格尼襟翼后的气动特性。数值计算以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为控制方程,采用有限体积法进行离散,通量计算采用Roe通量差分分裂格式,湍流模型为剪切应力输运(SST) k-ω两方程模型。格尼襟翼高度分别为1%、2%和5%弦长高度,垂直于翼型弦线安装,安装位置分别位...
高空长航时(HALE)飞机结构细长、具有柔性,在常规飞行条件下可发生结构大变形、气动失速以及结构低频振动与刚体运动耦合,这些现象显著影响其静、动态特性。基于几何精确完全本征运动梁模型、ONERA动失速气动力模型和六自由度刚体运动模型,建立了考虑几何非线性、动失速和材料各向异性等因素的大展弦比柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合模型。使用常规布局和飞翼布局两种柔性飞机算例模型,对大展弦比柔性飞机非...
低马赫数不可压流动中声速与流速大小差别巨大,采用基于可压缩流动控制方程的计算格式求解流场时,由于数值黏性的污染,解的精度低且收敛性差,通常可使用时间预处理技术来解决这一问题。在基于控制理论的优化方法中,共轭方程的Jacobian矩阵和流动方程的系数矩阵相似,因而在低流动马赫数下,求解共轭方程存在着与求解流动方程相同的数值污染和数值刚性问题。首先推导了带有预处理的Roe格式,然后发展了适合全速度流动...
针对复合式直升机高前进比旋翼反流区严重的特点,建立了适合于高前进比旋翼气动特性的分析方法,以H-34旋翼为例计算了该旋翼在高前进比状态下的气动性能,并与已有的风洞试验数据进行对比验证。在此基础上,进一步分析了反流区对高前进比旋翼气动性能以及对桨叶剖面迎角、升力系数和阻力系数的影响。结果表明:反流区越大,对旋翼的气动性能影响越显著;桨叶剖面迎角在反流区边界发生突变,反流区内外的桨叶剖面迎角、升力系数...
在机械式和气动式激波控制方法的基础上，提出了激波控制的等离子体气动激励方法。采用电弧放电等离子体气动激励方式，设计了电弧放电等离子体气动激励器，在小型暂冲式超声速风洞中开展了等离子体气动激励控制尖劈斜激波的实验研究。结果表明，等离子体气动激励能够有效控制激波。实验研究了磁场对激波控制效果的影响，结果表明施加磁场使得激波控制效果显著增强。从热效应机理角度出发，建立了等离子体气动激励控制激波的热阻塞模...
该成果应用格林函数理论给出了亚、超音速定常和非定常气动载荷数值计算的统一方法；采用直接优化法—共轭梯变法对飞行器再入轨道进行优化计算。由于合理的选择了指标函数、权函数和罚函数，保证了计算精度和收敛性。研究了不同状态下的加热模型，采用与轨道同步迭代的方法，求得飞行器鼻区和前缘的温度分布随时间变化的过程。理论计算结果与国外文献给出的试验结果比较一致。技术上处于国内先进水平。
采用二阶迎风格式，并结合S-A湍流模型求解N-S方程，对喉部注气的二元拉瓦尔喷管内部和周围流场进行了二维数值模拟，分析了注气总压比、注气总温比、射流缝缝宽和注气角度对喷管气动喉道控制的影响。计算结果表明：喷管相对喉道面积比随注气总压比和射流缝缝宽的增大而基本呈线性地减小，而注气总温比对喷管相对喉道面积比的影响很小；注气角度对气动喉道控制有一定的影响，当注气角度在-30°左右时，相对喉道面积比最小。