CN112985755A - 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法 - Google Patents

精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112985755A
CN112985755A CN202110550758.2A CN202110550758A CN112985755A CN 112985755 A CN112985755 A CN 112985755A CN 202110550758 A CN202110550758 A CN 202110550758A CN 112985755 A CN112985755 A CN 112985755A
Authority
CN
China
Prior art keywords
boundary layer
cavity
flow
incoming flow
parameters
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110550758.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112985755B (zh
Inventor
杨党国
路波
周方奇
吴军强
王显圣
吴继飞
刘刚
宁荣辉
刘嘉诚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202110550758.2A priority Critical patent/CN112985755B/zh
Publication of CN112985755A publication Critical patent/CN112985755A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112985755B publication Critical patent/CN112985755B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，包括以下步骤：来流附面层特征参数提取、确定来流附面层相似参数、来流附面层相似参数模拟和来流附面层相似参数模拟范围四个环节；本发明从空气动力学、声学、实验流体力学模拟原理出发，为构建腔体流声载荷精确预测来流附面层参数模拟提供了理论基础，对于腔体流声载荷地面风洞试验测量来流附面层参数模拟具有积极的指导作用，因此能够提高研究效率，给出了适用于腔体流声载荷预测的来流附面层相似参数模拟范围，因此能够为精确获得腔体流声载荷试验数据提供支撑作用，更加接近于真实环境下飞机上腔体实际问题，进而提高了腔体流声载荷预测类问题的模拟能力。

Description

精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法
技术领域
本发明涉及空气动力学、声学等交叉研究领域，具体为一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法。
背景技术
腔体结构广泛存在于航空航天航海领域，是航空航天航海装备必不可少且普遍采用的一种典型结构形式，其主要用于作战武器装载、动力燃油存储和起落架存放等（如武器弹舱、起落架舱、运输机舱、机体缝隙/小尺度空腔、燃烧室等），通常具有几何参数多、结构复杂、非常规构型、工作环境苛刻等特点。高速条件下腔体绕流易诱发高强流体动力学脉动，激励腔体薄壁结构易产生严重振动与噪声等动载荷，不仅影响飞行器的正常运行和工作效能，降低飞行器的气动性能，而且还会加剧飞行器的结构疲劳，缩短其使用寿命，进而危及飞行器的结构安全。可见，精确预测腔体流声载荷是进行腔体结构优化设计和安全性考核的重要依据、数据来源。
然而，腔体结构本身具有一定的特殊性，是空气动力学领域的一种典型结构，非定常、非线性流动特征非常明显。高速腔体绕流，来流附面层在腔前缘流入腔体，在腔体内部和上方形成剪切层，剪切层发展的涡脱落会引起腔内流动不稳定、不对称，易诱发腔内的流激振荡和声波模态产生，进而在腔体壁面上形成高强流声载荷，腔体流动特征和载荷特性对腔体前缘来流附面层形态和厚度等参数非常敏感。因此，在地面设备中进行物理仿真试验模拟过程中，准确提出腔体前缘附面层模拟相似准则，准确模拟腔体前缘来流附面层参数是精确预测腔体流声载荷的关键所在。其中，来流附面层对空腔流动的影响又涉及到来流附面层状态（层流/湍流），来流附面层厚度等因素。
Heller等人对比分析了来流马赫3的层流/湍流入口的空腔流动，发现层流条件下腔内噪声水平明显高于湍流混合流动条件；在来流附面层厚度对空腔复杂流动和噪声载荷特性影响研究方面，杨党国等人通过将模型安装在风洞侧壁和核心流两种方式获得空腔流声载荷试验结果，并对比分析了两种不同情况下附面层厚度变化对亚跨超声速空腔流声载荷的影响，研究结果表明来流附面层厚度影响敏感。Thangamani等人通过改变模型尺寸来改变附面层厚度d，Plentovich等人通过在平板上粘贴约占平板面积2/3的金刚砂，实现空腔入口湍流附面层厚度的增加，Illy等人则选择用附面层吸除的方法来降低空腔入口附面层厚度，研究结果均表明来流附面层形态和厚度均有很大影响；刘俊等人通过DDES模拟发现附面层厚度对自由剪切层的发展、空腔流动类型、空腔底面静压/动压均有重要影响。
为了满足来流附面层厚度对腔体流声载荷的影响研究需求，杨党国、Plentovich、Illy、刘俊等人均提出了不同的方法实现了来流附面层厚度的改变，包括杨党国等利用两套不同模型进行试验模拟；Plentovich等人提出的粘贴约占平板面积2/3的金刚砂实现附面层厚度从15.4mm增加到22.4mm的改变；Illy等人采用的附面层吸除对比前后两种状态进行改变；还有通过改变腔体前缘平板长度来改变附面层厚度的方案；刘俊等人通过改变腔体前缘平板头部垫块高度来有效实现来流附面层厚度的改变。综合上述研究结果和现状，腔体前缘来流附面层形态和厚度参数对腔体流声载荷影响敏感，在实现来流附面层形态和厚度改变方面有较好的解决方案，且取得了一定的效果，但在当前地面设备中进行物理仿真试验模拟过程中，一般进行高速流动条件的腔体流声载荷测量时，都必须采用缩比腔体模型进行预测，如何准确提出腔体前缘附面层模拟相似准则，使得在地面设备中获得腔体流态和流声载荷能够近似模拟真实飞行条件下的数据，目前尚没有相关理论和模拟方法依据。主要表现在以下几个方面：
一是缺乏近真实飞行条件和环境的腔体前缘来流附面层模拟相似理论，导致缩比腔体试验难以得到理论依据；二是缺乏合理有效的腔体前缘来流附面层模拟相似参数，导致在腔体流声载荷预测试验中难以建立模拟方法；三是缺乏附面层相似参数模拟范围和要求，导致腔体流声载荷数据误差大、精度低、数据不准，严重制约了腔体结构优化设计和安全考核。因此，探究近真实飞行条件和环境的腔体前缘来流附面层模拟相似理论，提出精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数，建立地面设备上的模拟方法，能够有效解决腔体类模型试验模拟相似问题，并进一步增强传统腔体类问题研究手段对于真实情况的模拟能力。
发明内容
本发明的目的是通过提取影响腔体流声载荷的关键附面层特征参数，结合近真实飞行条件下腔体前缘来流附面层特征，获取满足风洞试验模拟相似性原理的附面层相似参数，构建适用于腔体流声载荷预测的附面层模拟方法，并给出附面层相似参数选取范围，能够准确模拟被测腔体前缘来流附面层参数和形态，实现腔体壁面流声载荷的精确预测。
一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，包括以下步骤：
S1：来流附面层特征参数提取，在空气动力学风洞试验模拟相似原理的基础上，使得腔体几何相似、来流条件相似、来流附面层特征参数和形状因子相似，定义当地速度为
Figure 215725DEST_PATH_IMAGE001
，来流主流速度为
Figure 414756DEST_PATH_IMAGE002
，来流气流声速为
Figure 725652DEST_PATH_IMAGE003
，来流马赫数为
Figure 652020DEST_PATH_IMAGE004
，腔体顺气流方向长度为
Figure 997550DEST_PATH_IMAGE005
，腔体垂直气流方向深度为
Figure 101904DEST_PATH_IMAGE006
，来流附面层速度厚度
Figure 900096DEST_PATH_IMAGE007
，来流附面层位移厚度
Figure 833416DEST_PATH_IMAGE008
，来流附面层动量损失厚度为
Figure 33454DEST_PATH_IMAGE009
，则有：
Figure 557976DEST_PATH_IMAGE010
；
S2：确定来流附面层相似参数，对附面层厚度和形状因子进行无量纲化处理；
S3: 来流附面层相似参数模拟，
S31:根据近真实飞行环境中飞机表面的来流特征计算出近真实飞行环境中飞机表面腔体前缘来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 597126DEST_PATH_IMAGE011
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 865296DEST_PATH_IMAGE012
，
S32:风洞试验模拟时，根据风洞流场参数、试验腔体的几何参数和腔体前缘整流平板的长度，可以确定试验工况条件下的来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 919840DEST_PATH_IMAGE013
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 880843DEST_PATH_IMAGE014
,
S33:通过调整腔体前缘整流平板的长度，使得：
Figure 669938DEST_PATH_IMAGE015
;
S4: 来流附面层相似参数模拟范围，
通过风洞试验结果分析，提出当无量纲特征参数
Figure 476220DEST_PATH_IMAGE016
在[0.08，0.095]范围内时，来流附面层厚度特征参数和模拟方法能够满足腔体类流声载荷预测要求，且在一定的可控范围内能有效获得精确的流声载荷数据。
在上述技术方案中，在S2中：
附面层厚度参数用无量纲特征参数
Figure 650850DEST_PATH_IMAGE017
表征，
Figure 517174DEST_PATH_IMAGE018
，描述在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层厚度相似条件，
附面层形状因子用无量纲特征参数
Figure 527987DEST_PATH_IMAGE019
表征，
Figure 341222DEST_PATH_IMAGE020
，描述在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层流动形态相似条件。
在上述技术方案中，所述腔体来流附面层厚度相似条件通过改变腔体前缘平板构型几何参数实现，所述腔体来流附面层流动形态相似条件通过在腔体前缘平板构型上进行固定转捩实现。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
（1）本发明从空气动力学、声学、实验流体力学模拟原理出发，针对腔体流声载荷风洞试验精确测量需求，厘清了在地面风洞试验设备中模拟近真实飞行环境下腔体流声载荷的要求，为构建腔体流声载荷精确预测来流附面层参数模拟提供了理论基础；
（2）本发明根据腔体流声载荷预测过程中来流附面层参数模拟原理，提出了附面层相似参数模拟方法，并给出了模拟无量纲特征参数和形状因子的实现方法，对于腔体流声载荷地面风洞试验测量来流附面层参数模拟具有积极的指导作用，因此能够提高研究效率；
（3）本发明给出了适用于腔体流声载荷预测的来流附面层相似参数模拟范围，因此能够为精确获得腔体流声载荷试验数据提供支撑作用，更加接近于真实环境下飞机上腔体实际问题，进而提高了腔体流声载荷预测类问题的模拟能力。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是来流附面层参数与腔体几何参数示意图；
图2是附面层厚度对腔体测点静态压力系数的影响（Ma=0.9）；
图3是附面层厚度对腔体测点噪声声压级的影响（Ma=0.9）；
图4是Ma=0.9条件下腔内声压级和静压系数；
图5是Ma=1.5条件下腔内声压级和静压系数。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
本实施例中图2-图5中，其中横坐标X/L表示在空腔内的相对位置，CP为静压系数，SPL为声压级（单位为dB）。
本实施例通过如下过程实施:
1. 来流附面层特征参数提取
由于来流附面层厚度和速度形状因子对腔体剪切层失稳、旋涡生成与发展有重要的影响如图1所示，且依据前期研究结果和相关文献如图2和图3所示，要在地面风洞试验中获得近真实飞行环境中飞机上腔体精确的流声载荷，除了依据空气动力学风洞试验模拟相似原理，保证腔体几何相似和来流条件相似外，还需重要保证来流附面层特征参数和形状因子相似。
附面层厚度外边界离物面的法向距离就是附面层厚度，附面层外边界是附面层区与无黏流去的分界线，为了能够在物理上给出附面层厚度的可预测结果，普朗特构建了附面层模型，把当地速度
Figure 370358DEST_PATH_IMAGE001
正好等于当地势流速度
Figure 673163DEST_PATH_IMAGE021
的0.99的位置定义为附面层外边界，如果外边界坐标记为
Figure 154960DEST_PATH_IMAGE022
，那么当地有
Figure 319356DEST_PATH_IMAGE023
，附面层外边界与物面的垂直距离（最近距离）就是附面层厚度
Figure 202999DEST_PATH_IMAGE024
。
其中，
Figure 942285DEST_PATH_IMAGE001
当地速度，
Figure 911378DEST_PATH_IMAGE021
为来流主流速度，
Figure 610956DEST_PATH_IMAGE025
为来流气流声速，
Figure 614684DEST_PATH_IMAGE004
为来流马赫数；
Figure 259292DEST_PATH_IMAGE005
为腔体顺气流方向长度，
Figure 715681DEST_PATH_IMAGE006
腔体垂直气流方向深度，x为从腔体前缘平板起点沿来流方向的横坐标长度，y为垂直于腔体前缘平板沿来流法线方向的纵坐标长度，
Figure 674410DEST_PATH_IMAGE007
为来流附面层速度厚度，
Figure 17798DEST_PATH_IMAGE008
为来流附面层位移厚度（反映了附面层对势流区等效边界的排挤作用），
Figure 833307DEST_PATH_IMAGE009
为来流附面层动量损失厚度，相关参数的计算公式如下：
Figure 776992DEST_PATH_IMAGE026
。
2. 确定来流附面层相似参数
腔体流声载荷数据是腔体结构参数优化设计和安全性评估的基本输入条件，来流附面层参数是影响腔体复杂流场结构和流声载荷的直接关键因素。从流动机理上分析，附面层厚度和形状因子是表征附面层特征的两个关键参数，根据空气动力学相似原理，对上述两个参数进行无量纲化处理如表1所示，提出了腔体流声载荷预测来流附面层参数模拟方法：
附面层厚度参数用无量纲特征参数Rbdr表征，用来描述在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层厚度相似条件（可通过优化设计腔体前缘平板构型几何参数实现）；
附面层形状因子用无量纲特征参数Hbdr表征，用来描述在在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层流动形态相似条件（可通过在腔体前缘平板构型上进行固定转捩实现）。
表1空腔流声耦合试验的来流条件相似准则
Figure 883620DEST_PATH_IMAGE028
3. 来流附面层相似参数模拟方法
根据近真实飞行环境中飞机表面的来流特征可以获取上腔体前缘附面层速度厚度
Figure 596361DEST_PATH_IMAGE029
，附面层位移厚度
Figure 520454DEST_PATH_IMAGE008
，和附面层动量损失厚度
Figure 748173DEST_PATH_IMAGE009
，结合飞机腔体的几何特征，可以计算出近真实飞行环境中飞机表面腔体前缘来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 48705DEST_PATH_IMAGE011
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 632264DEST_PATH_IMAGE030
。
风洞试验模拟时，根据风洞流场参数、试验腔体的几何参数和腔体前缘整流平板的长度，可以确定试验工况条件下的来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 523996DEST_PATH_IMAGE013
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 442274DEST_PATH_IMAGE014
。通过调整腔体前缘整流平板的长度，改变
Figure 343234DEST_PATH_IMAGE013
和
Figure 303669DEST_PATH_IMAGE014
，令：
Figure 631882DEST_PATH_IMAGE015
确保风洞试验工况条件下与近真实飞行环境下来流附面层厚度无量纲特征参数和附面层形状因子无量纲特征参数的一致性，从而实现对附面层相似参数的准确模拟。
4.确定来流附面层相似参数模拟范围
通过测压耙获得了亚声速（Ma=0.9）和超声速（Ma=1.5）时不同附面层厚度
Figure 771876DEST_PATH_IMAGE029
（见表2），采用反映附面层厚度特征的无量纲参数
Figure 679790DEST_PATH_IMAGE031
表征附面层厚度模拟参数的影响（可变的附面层模拟无量纲参数取值范围根据地面风洞试验模拟Re数与飞机实际飞行中的Re数间的相似关系给定的）。
表2不同来流附面层参数模拟取值情况
Figure 972362DEST_PATH_IMAGE033
图4和图5给出了不同附面层厚度模拟参数下腔内流声载荷（噪声声压级和静压系数），结果显示，无论亚声速还是超声速来流条件下，腔内底面的噪声声压级曲线基本保持不变，无量纲静压系数分布也基本不变，表明在试验中来流附面层厚度模拟参数变化范围内，即0.08≤R bdr ≤0.095时，腔内流动和噪声特性基本保持一致。因而，本实施例提出当R bdr 在[0.08,0.095]范围内时，来流附面层厚度特征参数和模拟方法能够满足腔体类流声载荷预测要求，且在一定的可控范围内能有效获得精确的流声载荷数据。
本实施例不仅能够大幅提升腔体流声载荷预测精度，而且能够为飞行器地面试验模拟方法构建和参数选取提供借鉴。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (3)

1.一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，其特征在于包括以下步骤：
S1：来流附面层特征参数提取，在空气动力学风洞试验模拟相似原理的基础上，使得腔体几何相似、来流条件相似、来流附面层特征参数和形状因子相似，定义当地速度为
Figure 956845DEST_PATH_IMAGE001
，来流主流速度为
Figure 747077DEST_PATH_IMAGE002
，来流气流声速为
Figure 549948DEST_PATH_IMAGE003
，来流马赫数为
Figure 892068DEST_PATH_IMAGE004
，腔体顺气流方向长度为
Figure 678758DEST_PATH_IMAGE005
，腔体垂直气流方向深度为
Figure 131736DEST_PATH_IMAGE006
，来流附面层速度厚度
Figure 461218DEST_PATH_IMAGE007
，来流附面层位移厚度
Figure 708659DEST_PATH_IMAGE008
，来流附面层动量损失厚度为
Figure 717067DEST_PATH_IMAGE009
，则有：
Figure 973736DEST_PATH_IMAGE010
；
S2：确定来流附面层相似参数，对来流附面层厚度和形状因子进行无量纲化处理；
S3:来流附面层相似参数模拟，
S31:根据近真实飞行环境中飞机表面的来流特征计算出近真实飞行环境中飞机表面腔体前缘来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 157723DEST_PATH_IMAGE011
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 576066DEST_PATH_IMAGE012
，
S32:风洞试验模拟时，根据风洞流场参数、试验腔体的几何参数和腔体前缘整流平板的长度，确定试验工况条件下的来流附面层厚度无量纲特征参数
Figure 806191DEST_PATH_IMAGE013
和附面层形状因子无量纲特征参数
Figure 866550DEST_PATH_IMAGE014
，
S33:通过调整腔体前缘整流平板的长度，使得：
Figure 498520DEST_PATH_IMAGE015
;
S4:确定来流附面层相似参数模拟范围，
通过风洞试验结果分析，提出当无量纲特征参数
Figure 353344DEST_PATH_IMAGE016
在[0.08,0.095]范围内时，来流附面层厚度特征参数和模拟方法能够满足腔体类流声载荷预测要求，且在一定的可控范围内能有效获得精确的流声载荷数据。
2.根据权利要求1所述的一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，其特征在于在S2中：
来流附面层厚度参数用无量纲特征参数
Figure 336343DEST_PATH_IMAGE016
表征，
Figure 934815DEST_PATH_IMAGE017
，描述在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层厚度相似条件，
附面层形状因子用无量纲特征参数
Figure 421291DEST_PATH_IMAGE018
表征，
Figure 587961DEST_PATH_IMAGE019
，描述在地面风洞试验中模拟真实飞行环境中飞机上腔体来流附面层流动形态相似条件。
3.根据权利要求2所述的一种精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法，其特征在于所述腔体来流附面层厚度相似条件通过改变腔体前缘平板构型几何参数实现，所述腔体来流附面层流动形态相似条件通过在腔体前缘平板构型上进行固定转捩实现。
CN202110550758.2A 2021-05-20 2021-05-20 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法 Active CN112985755B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110550758.2A CN112985755B (zh) 2021-05-20 2021-05-20 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110550758.2A CN112985755B (zh) 2021-05-20 2021-05-20 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112985755A true CN112985755A (zh) 2021-06-18
CN112985755B CN112985755B (zh) 2021-07-30

Family

ID=76337748

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110550758.2A Active CN112985755B (zh) 2021-05-20 2021-05-20 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112985755B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114046874A (zh) * 2022-01-11 2022-02-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速喷流近场噪声测量的试验装置
CN117740308A (zh) * 2024-02-19 2024-03-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 控制大尺度高速射流噪声的喷口微嵌入度扰流方法及装置

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5595205A (en) * 1994-06-02 1997-01-21 Orlev Scientific Computing Ltd. Method of and apparatus for controlling turbulence in boundary layer and other wall-bounded fluid flow fields
CN101813027A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法
US20120245903A1 (en) * 2011-03-23 2012-09-27 Desktop Aeronautics, Inc. Generating inviscid and viscous fluid flow simulations over a surface using a quasi-simultaneous technique
US20170045417A1 (en) * 2012-04-19 2017-02-16 Aerion Corporation Predicting transition from laminar to turbulent flow over a surface using mode-shape parameters
CN107843406A (zh) * 2017-10-31 2018-03-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 基于脉动压力相关函数的空腔模态波运动特征确定方法
CN109696288A (zh) * 2018-12-03 2019-04-30 中国辐射防护研究院 一种环境风洞模拟实验装置及其实验检测方法
CN110287643A (zh) * 2019-07-09 2019-09-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法
CN112173082A (zh) * 2020-08-25 2021-01-05 中国航天空气动力技术研究院 一种气流辅助控制的微涡流发生装置
CN112880567A (zh) * 2021-01-08 2021-06-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种附面层厚度测量方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5595205A (en) * 1994-06-02 1997-01-21 Orlev Scientific Computing Ltd. Method of and apparatus for controlling turbulence in boundary layer and other wall-bounded fluid flow fields
CN101813027A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法
US20120245903A1 (en) * 2011-03-23 2012-09-27 Desktop Aeronautics, Inc. Generating inviscid and viscous fluid flow simulations over a surface using a quasi-simultaneous technique
US20170045417A1 (en) * 2012-04-19 2017-02-16 Aerion Corporation Predicting transition from laminar to turbulent flow over a surface using mode-shape parameters
CN107843406A (zh) * 2017-10-31 2018-03-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 基于脉动压力相关函数的空腔模态波运动特征确定方法
CN109696288A (zh) * 2018-12-03 2019-04-30 中国辐射防护研究院 一种环境风洞模拟实验装置及其实验检测方法
CN110287643A (zh) * 2019-07-09 2019-09-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法
CN112173082A (zh) * 2020-08-25 2021-01-05 中国航天空气动力技术研究院 一种气流辅助控制的微涡流发生装置
CN112880567A (zh) * 2021-01-08 2021-06-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种附面层厚度测量方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
SHIEH C M. ET AL: ""Comparison of two-and-three dimensional turbulent cavity flows"", 《AIAA 2001-0511》 *
余培汛等: ""剪切层形态对开式空腔气动噪声的抑制"", 《振动与冲击》 *
张宇等: "激励器结构对三电极等离子体高能合成射流流场及其冲量特性的影响", 《空气动力学学报》 *
施傲等: ""弹性空腔声振耦合试验相似动力学特性分析"", 《航空动力学报》 *
梁习锋等: "高速列车头车1位转向架区域的空气动力噪声特性（英文）", 《JOURNAL OF CENTRAL SOUTH UNIVERSITY》 *
胡建军等: "液压集成块直角转弯流道的流动测量及参数优化（英文）", 《JOURNAL OF CENTRAL SOUTH UNIVERSITY》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114046874A (zh) * 2022-01-11 2022-02-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速喷流近场噪声测量的试验装置
CN117740308A (zh) * 2024-02-19 2024-03-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 控制大尺度高速射流噪声的喷口微嵌入度扰流方法及装置
CN117740308B (zh) * 2024-02-19 2024-04-19 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 控制大尺度高速射流噪声的喷口微嵌入度扰流方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN112985755B (zh) 2021-07-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112985755B (zh) 精确预测腔体流声载荷的附面层相似参数模拟方法
Zheng et al. Coupled fluid-structure flutter analysis of a transonic fan
CN107895069A (zh) 一种基于复合材料结构的流固耦合数值预测方法
Wu et al. Effects of pressure gradient on the evolution of velocity-gradient tensor invariant dynamics on a controlled-diffusion aerofoil at
Boiko et al. Determination of the laminar-turbulent transition location in numerical simulations of subsonic and transonic flows past a flat plate
Akbarzadeh et al. The role of amplitude on controlling flow separation using traveling wave morphing
Bang et al. Aeroelastic analysis of a single element composite wing in ground effect using fluid–structure interaction
Xie et al. Enlarged self-starting operational envelope for hypersonic inlets using a splitter
Huang et al. Effects of upstream vortex generators on the intake duct performance for a waterjet propulsion system
Nemec et al. Adjoint-based mesh adaptation and shape optimization for simulations with propulsion
Higgens et al. Investigation into the tip-gap flow and its influence on ducted propeller tip-gap noise using acoustic analogies
Aradag et al. Simulation of supersonic flow over a cavity
Capobianco et al. Effect of slot height variation on the aerodynamic performance of a circulation control airfoil: A CFD analysis
Ewert et al. LES as a basis to determine sound emission
Xiang et al. Turbine tonal noise prediction using an improved quasi-3D linear model
Srivastava et al. Aeroelastic stability computations for turbomachinery
Tresoldi CFD Modeling and Analysis of a Boundary Layer Ingesting S-shaped Intake
CN117057207B (zh) 一种基于缩比模型的发动机喷管声振响应预测方法
Li et al. Numerical simulation of the leading edge bump for the cavity flow
Lee et al. Effect of turbulent boundary layer on the surface pressure around trench cavities
RESMINI Numerical investigation of the solidity effect on a linear compressor cascade performance and stability
Geng et al. Prediction of hydrodynamic noise of open cavity flow
Liou et al. Minimizing inlet distortion for hybrid wing body aircraft
Song et al. New Design of Compressor Blade with Moderate Material Properties for Performance Optimization
Zhao et al. Numerical Method for Flow Transition Prediction

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant