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大型客机翼尖不稳定性及其模态特征研究综述
2025年
翼尖是客机尾的重要组成部分,不仅会产生诱导阻力影响飞机的经济性,同时还会带来尾迹遭遇问题进而影响到后续飞机的安全性。随着数值模拟和实验技术的提升,对翼尖结构特征、动力学特征、不稳定性发展、演变规律等现象和机理的认知不断加深,并取得了丰富的研究成果。近些年,随着不稳定性理论和模态解析方法的发展,研究者针对翼尖的不稳定性及其模态特征开展研究,试图揭示翼尖不稳定性演变的规律及机制,并期望能建立一种基于不稳定性的流动策略,从而实现对翼尖失稳衰减的最优化控制。本文对飞机翼尖不稳定性及其模态特征的研究展开综述,首先介绍翼尖的不稳定性特征,然后比较典型模态分析方法的基本原理,进而分析翼尖不稳定性及其模态结构特征,最后讨论翼尖不稳定性模态分析的研究现状及未来发展趋势。
向阳吴奕铭陈炫羽程泽鹏刘洪
关键词:大型客机翼尖涡
格栅湍流下翼尖摇摆运动及统计特性演化规律
2025年
来流湍流度是影响翼尖不稳定运动及其发展演化行为的重要因素。本文在基于机翼弦长的雷诺数Re_(c)=1.1×10^(4)条件下,通过时间解析的体视粒子图像测速技术测量了不同来流湍流度条件下孤立翼尖在不同流向站位处的速度场。结果表明,来流湍流度的增大显著增强了翼尖的不稳定摇摆运动,不同来流条件下翼尖摇摆运动幅值沿流向线性增长,并满足对来流脉动速度的统一标度规律。摇摆运动对翼尖统计量的计算有显著影响,通过系综平均方法修正摇摆运动对统计量测量结果的影响后进一步发现,在本实验测量的参数空间内不同来流条件下翼尖核半径满足相同的增长规律,翼尖沿流向的发展演化表现为黏性扩散为主导的衰减机制。
王志远潘翀程泽鹏
关键词:翼尖涡湍流度摇摆运动统计特性
机翼翼尖与平尾翼尖的相互作用研究
2024年
飞机尾的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾在拖出过程中围绕翼尖旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。对比模拟结果发现:平尾翼尖的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定相似性。
张泽宇李栋周金鑫梁勇耿子海
关键词:翼尖涡数值模拟
来流湍流度对孤立翼尖结构特征与不稳定性的影响
本文通过时间解析的体视粒子图像测速测量了不同湍流度下孤立翼尖的速度场,并对翼尖不稳定摇摆运动规律及沿程演化规律进行了分析。实验结果表明翼尖摇摆运动幅值随下游距离近似线性增大,湍流度的增大显著增强了孤立翼尖的摇摆运...
王志远程泽鹏潘翀
关键词:翼尖涡摇摆运动结构特征
Quantifying the influence of vortex instability on mean velocity field statistics of wingtip vortex
2024年
During its evolution to the far field,the wingtip vortex exhibits complex instability behaviors such as long-wave/short-wave instability and vortex wandering.However,the quantification influence of vortex instability on its velocity field statistics has not been well investigated.To this end,experimental measurements of a canonical wingtip vortex generated by an elliptical wing under various angles of attack and Reynolds numbers were conducted using particle image velocimetry.It is found that the streamwise variation of wandering amplitude presents an exponential growth within the middle-to-far wake region and asymptotically saturates to 10−1b in the far wake,which differs from the previous report of a linear growth trend in the nearwake region.Further,two average methods,i.e.,time average(TA)and ensemble average(EA),were adopted to compare the velocity field statistics.In both TA-and EA-obtained flow fields,the vortex radius rc,peak vorticity x p,and vortex circulationΓall demonstrate a power-law scaling with respect to the streamwise location,rc∝x^(kr),Ω_(x)^(p) ∝x^(-kω) and Г∝x^(kГ),respectively.For a full rolling-up wingtip vortex in the middle-to-far wake region,the fact that kГ=k_(ω)-2k_(r) demonstrates that the vortex circulation can be scaled Г=Ω_(x)^(p)(r_(c))^(2).On the other hand,TA overestimates the decay rate of peak vorticity k and the growth rate of vortex radius kr.Furthermore,the TA-introduced bias level of the peak vorticity and vortex radius is found to be scaled with an empirical scaling between the wandering amplitude by a power law,respectively.These findings provide significant practical value for detecting wake vortex in wake vortex spacing systems.
Zepeng ChengChong PanJiangsheng Wang
关键词:PIV
一种模拟翼尖的装置
本实用新型公开了一种模拟翼尖的装置,包括飞机模型、棉球、棉线、测力天平、支撑机构、风速发生装置、烟雾、激光器、支座,所述飞机模型上粘贴棉线,棉线与棉球相连,飞机模型固定在测力天平上,测力天平与支撑机构连接,所述风速发生...
宋志杰张保雷王平柳文林郭卫刚
孤立翼尖模态演化规律的实验研究被引量:1
2023年
采用主动流动控制方法加快翼尖衰减破碎是提升机场起降频率、保证飞机飞行安全的最具潜力的技术之一。由于翼尖不稳定性认识的不足,已有的主动控制方法常常不能获得最优的控制效果。为了揭示翼尖不稳定模态的演化规律,采用体视粒子图像测速技术和线性稳定性分析方法对孤立翼尖的不稳定模态演化特征进行研究,结果表明:孤立翼尖的扰动模态可以根据其在特征值谱的位置分成主扰动模态、P族次级扰动模态、A族次级扰动模态、S族次级扰动模态4种;其中主扰动模态和P族扰动模态具有两瓣式的结构特征,决定了翼尖摇摆的各向异性特征,A族次级扰动模态具有流向速度波动大于横向速度波动的特征,S族次级扰动模态则具有更高的切向波数和作用范围。不同族扰动模态的流向演化规律不同,翼尖的主扰动模态和P族扰动模态沿流向发生旋转,并且扰动幅值随着流向逐渐放大,A族次级扰动模态随着流向发展会逐渐增大扰动幅值;S族次级扰动模态随着流向会逐渐覆盖住整个核,这种穿透核的扰动会随着流向进一步放大。描述了不同翼尖扰动模态的扰动能量随流向的演化规律,发现S族次级扰动模态有更高的切向波数特征,也同时具有较高的扰动能量增长,意味着利用S族次级扰动模态指导翼尖主动控制是最具潜力的一种策略。
吴奕铭邱思逸向阳刘洪
关键词:SPIV翼尖涡线性稳定性分析
宽速域翼尖及其与斜激波相互作用
2023年
针对宽速域飞行器产生的翼尖及其与斜激波相互作用问题,采用数值模拟方法,在来流马赫数0.2~6.0范围内,研究了翼尖的演化特性,并探讨了斜激波诱导翼尖破碎的机理。结果表明,在宽速域范围,翼尖的切向速度和环量分布仍然符合低速流动中的自相似关系式;在超声速至高超声速流动中,翼尖强度沿流向更快地减弱;当翼尖与斜激波相互作用时,核处压力越低的翼尖更容易破碎,而经典的破碎理论难以在宽速域范围内准确预测破碎现象;通过引入核处的压力亏损效应修正经典理论,大幅提升了预测斜激波诱导翼尖破碎的能力。
马印锴李祝飞黄琪杨基明
关键词:飞行器翼尖涡斜激波涡破碎
侧风条件下的翼尖数值模拟研究被引量:6
2022年
现有的通过数值模拟方法对飞机尾流进行的研究,多是基于矩形机翼半模对称得到全局流场,因此无法模拟侧风条件下的尾流流场结构。通过对典型中型机A330_200飞机构建全机模型并进行网格划分,针对进近阶段选择典型迎角,使用添加旋转修正的SST-RC模型模拟全机尾流场结构,分别计算无侧风、2 m/s、5 m/s典型侧风下的流场结构。实验结果表明,由于侧风的存在,飞机尾流的四系结构会向侧风下游产生偏移。2 m/s代表的较小侧风条件可以加速四系结构的耗散,有利于缩减尾流间隔。但侧风速度对尾的耗散作用并不成正比;5 m/s代表的较大侧风条件下,由于能量输送,会使侧风下游翼尖与侧风上游翼根两束量提升约68%,但由于较大侧风可以更快将尾吹离航道,因此侧风整体上有利于翼尖的耗散。
潘卫军韩帅罗玉明王昊曾纪炜
关键词:翼尖涡尾流数值模拟尾流间隔
一种用于加快翼尖耗散的飞机尾流调整装置
本发明涉及航空技术领域,具体涉及一种用于加快翼尖耗散的飞机尾流调整装置,包括调整片,设有两个调整片用于对称安装于飞机两侧机翼后缘靠近翼尖处;调整片为矩形块,调整片的纵剖面上表面呈线形或内凹形,调整片纵剖面的下表面呈下凸...
潘卫军罗玉明韩帅殷浩然王昊张衡衡
文献传递

相关作者

潘翀
作品数:128被引量:84H指数:5
供职机构:北京航空航天大学
研究主题:机翼 湍流边界层 翼尖涡 速度场 飞行器
向阳
作品数:215被引量:653H指数:11
供职机构:上海交通大学
研究主题:声辐射 有限元 声学 柴油机 振动与波
刘洪
作品数:250被引量:251H指数:9
供职机构:上海交通大学
研究主题:钙钛矿 过冷 结冰 激波管 燃料
朱国林
作品数:82被引量:375H指数:13
供职机构:空气动力学国家重点实验室
研究主题:数值模拟 飞机结冰 结冰风洞 N-S方程 结冰
宋书恒
作品数:16被引量:14H指数:3
供职机构:中国空气动力研究与发展中心
研究主题:微型飞行器 数值模拟 翼尖涡 低雷诺数 薄翼