尾渦
- 多機(jī)型組合下的尾流遭遇仿真研究
向渦旋。隨著前機(jī)尾渦的不斷演化與下沉,機(jī)翼后緣會(huì)產(chǎn)生較大的誘導(dǎo)力,后機(jī)若在此刻進(jìn)入前機(jī)的尾渦流場(chǎng),機(jī)翼會(huì)被不斷施加誘導(dǎo)力,導(dǎo)致升力急劇變化,從而使機(jī)體發(fā)生過(guò)度的滾轉(zhuǎn)、俯仰,甚至失控。國(guó)外率先對(duì)尾流遭遇風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行研究,Speijker等[1]提出使用誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)角速度的大小來(lái)計(jì)算后機(jī)遭遇尾渦的影響。Campos等[2]將最大滾轉(zhuǎn)角速度作為評(píng)價(jià)尾渦遭遇嚴(yán)重程度的指標(biāo),提出了一種關(guān)于前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性影響的理論。Visscher等[3]提出了一種用于地面附近尾渦
科學(xué)技術(shù)與工程 2023年31期2023-12-08
- 融合式翼梢小翼對(duì)飛機(jī)尾渦演化的影響
間隔的主要因素是尾渦強(qiáng)度,而尾渦主要產(chǎn)生在翼尖位置,在翼尖安裝翼梢小翼可以阻擋下翼面氣流經(jīng)過(guò)翼尖位置向上翼面流動(dòng),減小機(jī)翼外段的尾渦脫落,從而實(shí)現(xiàn)減小尾渦強(qiáng)度的效果。目前民航客機(jī)安裝的翼梢裝置大多為融合式翼梢小翼[6]。融合式翼梢小翼可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼到小翼的光滑過(guò)度,減小機(jī)翼和小翼之間的氣動(dòng)干擾,增加翼尖抗彎和抗扭的強(qiáng)度。同時(shí),飛機(jī)尾渦演化和消散受到氣象環(huán)境參數(shù)(大氣湍流耗散率、大氣層結(jié)穩(wěn)定度、風(fēng)速等)的影響。中國(guó)現(xiàn)行的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)是在尾流不易消散的氣象環(huán)境參
科學(xué)技術(shù)與工程 2023年30期2023-11-23
- 自由射流渦環(huán)的形成演化及空化現(xiàn)象
圖4（b），第一尾渦脫離主渦及射流，第二尾渦開(kāi)始形成。3.61 s時(shí)，如圖4（c），第一尾渦與主渦融合，第三尾渦與射流脫離，第四尾渦開(kāi)始形成，渦環(huán)間的融合會(huì)伴隨著能量與動(dòng)量的交換，破壞了射流渦環(huán)的穩(wěn)定性。4.13 s時(shí)，如圖4（d），渦環(huán)融合帶來(lái)的影響開(kāi)始顯現(xiàn)，渦環(huán)的穩(wěn)定性變差，中心軸兩側(cè)渦環(huán)的軸向運(yùn)動(dòng)速度開(kāi)始變得不一致，渦環(huán)的對(duì)稱性遭到破壞。4.70 s 時(shí)，如圖4（e），第二尾渦與主渦融合完成，第三尾渦進(jìn)入主渦區(qū)開(kāi)始與主渦融合，尾渦之間也開(kāi)始相互融合，
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2023年25期2023-11-20
- 基于數(shù)值模擬的飛機(jī)近場(chǎng)尾渦特征參數(shù)計(jì)算
的一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的尾渦，有空間尺度大、旋轉(zhuǎn)切向速度高、持續(xù)時(shí)間久等特點(diǎn)。尾渦流場(chǎng)的存在會(huì)影響后續(xù)飛機(jī)的飛行姿態(tài)，甚至引發(fā)飛行事故，國(guó)際民航組織制定了尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)來(lái)預(yù)防尾流造成的飛行事故。隨著航空工業(yè)的發(fā)展，航班流量不斷增加，機(jī)場(chǎng)容量的提升成為航空運(yùn)輸發(fā)展中迫切需要解決的問(wèn)題。但尾流間隔過(guò)大將限制機(jī)場(chǎng)容量增加，因此建立尾流間隔預(yù)測(cè)系統(tǒng)，合理地縮減尾流間隔是提高機(jī)場(chǎng)容量、緩解航空壓力的關(guān)鍵。在這樣的現(xiàn)實(shí)背景下，對(duì)飛機(jī)尾流的研究在近年來(lái)得到了不斷發(fā)展和完善?；谟?jì)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年5期2023-06-16
- 基于滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的尾渦簡(jiǎn)化危險(xiǎn)區(qū)計(jì)算分析
向相反的旋渦，即尾渦。由于尾渦是影響飛行安全的重要因素，大量學(xué)者對(duì)其進(jìn)行廣泛而深入的研究，主要包括尾流形成與消散、后機(jī)遭遇尾流與后機(jī)對(duì)尾流的響應(yīng)、安全間隔標(biāo)準(zhǔn)等方面[1]。學(xué)者們從飛機(jī)投入運(yùn)營(yíng)起便開(kāi)始研究尾渦，積累了大量的研究成果。Crow等[2]通過(guò)大量的觀測(cè)和實(shí)驗(yàn)，研究了尾渦的生成及耗散機(jī)理；Greene等[3]建立了第一個(gè)尾渦耗散模型，Greene模型；Holz?pfel等[4]通過(guò)數(shù)值模擬綜合考慮風(fēng)、湍流及地面效應(yīng)的影響，提出了兩階段尾流耗散(P2
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2023年3期2023-04-03
- 不同側(cè)風(fēng)類型影響下的飛機(jī)尾渦數(shù)值模擬研究
，側(cè)風(fēng)可以迅速將尾渦吹離跑道反而能減少了飛機(jī)進(jìn)近階段所需的著陸間隔距離，提高了機(jī)場(chǎng)的空域容量。側(cè)風(fēng)對(duì)尾渦的擾動(dòng)十分復(fù)雜，包括輸送以及對(duì)渦強(qiáng)度和衰減率的明顯干擾，由于進(jìn)近階段各種阻力和湍流的影響，以及溫度變化的影響，復(fù)雜和非線性的風(fēng)切變梯度側(cè)風(fēng)在大氣邊界層的最低高度很常見(jiàn)，因此對(duì)側(cè)風(fēng)場(chǎng)中尾流的演變與探測(cè)進(jìn)行更詳細(xì)的研究是必不可少的。中外學(xué)者借助計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics, CFD)方法對(duì)飛機(jī)尾流做了較為深入的研究。
科學(xué)技術(shù)與工程 2023年4期2023-03-15
- 近地階段ARJ21飛機(jī)尾流遭遇安全性研究
21飛機(jī)遭遇前機(jī)尾渦的響應(yīng)研究，這就導(dǎo)致了實(shí)際管制運(yùn)行中ARJ21飛機(jī)由于缺乏遭遇尾流風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估而與前機(jī)保持較大的尾流間隔，大大限制的機(jī)場(chǎng)的起降能力和運(yùn)行效率。國(guó)外學(xué)者對(duì)尾流研究起步較早，Crow[2]提出了Crow長(zhǎng)波不穩(wěn)定理論；Greene[3]以此為基礎(chǔ)建立了全球第一個(gè)尾渦強(qiáng)度消散模型Greene消散模型，其他學(xué)者根據(jù)探測(cè)數(shù)據(jù)和分離渦演變機(jī)理分別提出了APA、TDAWP、D2P、P2P和三階段消散模型等[4-6]，并以此建立了尾流安全間隔。歐盟從200
科學(xué)技術(shù)與工程 2022年30期2022-12-05
- 端到端的飛機(jī)尾渦特征參數(shù)估計(jì)*
達(dá)已被證明是探測(cè)尾渦最有效和最靈活的工具，且已經(jīng)有大量團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用相干激光雷達(dá)對(duì)各種大氣環(huán)境條件下尾流展開(kāi)了觀測(cè)實(shí)驗(yàn)[6～7]。通過(guò)尾流精確測(cè)量，如果能夠?qū)ζ溥M(jìn)行識(shí)別，就可以在保證后續(xù)飛行安全的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)間隔調(diào)整。為了解決這個(gè)問(wèn)題，人工智能技術(shù)的發(fā)展將為我們提供一個(gè)可行的方案，其包括被廣泛應(yīng)用于目標(biāo)識(shí)別和圖像處理的機(jī)器學(xué)習(xí)和深度學(xué)習(xí)（DL）模型[8]。最近研究[9～10]表明它們可以提供基于流場(chǎng)的精確渦旋識(shí)別，然而這些研究并沒(méi)有進(jìn)一步給出對(duì)尾流特征參數(shù)的量
艦船電子工程 2022年9期2022-11-05
- 編隊(duì)飛行中基于危險(xiǎn)區(qū)域的后機(jī)最優(yōu)位置研究
時(shí)，后機(jī)利用前機(jī)尾渦的上洗氣流，增大升力，減小阻力，從而節(jié)約燃油，達(dá)到節(jié)能減排的目的。20世紀(jì)90年代開(kāi)始，國(guó)外開(kāi)始進(jìn)行密集飛行編隊(duì)研究。Hartje 等[3-4]使用GPOPS 對(duì)編隊(duì)航線進(jìn)行優(yōu)化，計(jì)算多機(jī)編隊(duì)時(shí)飛機(jī)的集結(jié)點(diǎn)和分離點(diǎn)，并用算例驗(yàn)證編隊(duì)飛行的節(jié)油效果。2021年，空客公司使用兩架A350 飛機(jī)進(jìn)行縱向距離3000 m 的編隊(duì)飛行試驗(yàn)，將全程耗油量減少了5%。國(guó)內(nèi)，谷潤(rùn)平等[5]使用誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和多目標(biāo)評(píng)估模型優(yōu)化分析了編隊(duì)飛行中的最佳編
交通運(yùn)輸系統(tǒng)工程與信息 2022年5期2022-10-29
- 改進(jìn)螺旋槳敞水性能預(yù)報(bào)的泰勒展開(kāi)邊界元法
面和槳轂表面)、尾渦面SW和外邊界面S∞組成，且邊界的法向量指向域內(nèi)，如圖2所示[15]。圖2 升力體及其周圍流場(chǎng)Fig.2 Body and flow field around it(1)同時(shí)滿足以下邊界條件：1)在物面上滿足法向速度為零的運(yùn)動(dòng)邊界條件：2)假設(shè)尾渦面的厚度為0并通過(guò)它沒(méi)有法向速度跳躍和壓力跳躍，即：式中下標(biāo)+、-表示尾渦的上下面。3)當(dāng)外邊界面極遠(yuǎn)時(shí),其上的擾動(dòng)速度趨于0：故擾動(dòng)勢(shì)滿足的定解問(wèn)題為：(2)將邊界條件式(2)代入式(1)，
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年7期2022-08-17
- 基于雷達(dá)探測(cè)數(shù)據(jù)的ARJ21尾流遭遇響應(yīng)研究
型，用于預(yù)測(cè)飛機(jī)尾渦在實(shí)際環(huán)境條件(湍流、側(cè)風(fēng)、逆風(fēng)、切變效應(yīng)和地面效應(yīng))下的耗散情況。國(guó)內(nèi)在尾流遭遇方面也有比較多研究，本文作者[7]曾通過(guò)綜合考慮飛機(jī)自身穩(wěn)定性和操縱特性以及飛行員反應(yīng)時(shí)間,提出了飛機(jī)尾流遭遇的動(dòng)態(tài)響應(yīng)模型;HU[8]進(jìn)行了飛機(jī)尾流遭遇響應(yīng)與危險(xiǎn)性評(píng)估方法研究；ZHAO等人[9]通過(guò)構(gòu)建飛機(jī)尾流遭遇強(qiáng)度消散和誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)模型，對(duì)航空器尾流重新分類標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行了安全性評(píng)估。國(guó)內(nèi)外對(duì)后機(jī)遭遇前機(jī)尾流已經(jīng)進(jìn)行了大量研究，但是由于缺乏ARJ21
激光技術(shù) 2022年4期2022-07-11
- ARJ21飛機(jī)尾渦在側(cè)風(fēng)條件下的近地演化數(shù)值模擬
降過(guò)程中，前機(jī)的尾渦可對(duì)后機(jī)的起降造成較大的安全隱患。為此，在相同跑道上起降的飛機(jī)要保證一定的最小安全間隔(民用航空管理領(lǐng)域稱為尾流間隔)，從而保障后機(jī)不處于前機(jī)尾渦的危險(xiǎn)區(qū)域。因此，尾流間隔限制了單位時(shí)間內(nèi)機(jī)場(chǎng)航班起降的數(shù)量，是制約機(jī)場(chǎng)容量的重要因素之一。另一方面，飛機(jī)尾渦的演化和消散規(guī)律與氣象條件有較大關(guān)系，而中國(guó)當(dāng)前的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)是根據(jù)不利于尾流消散的氣象條件制定的，因而有一定的縮減空間。目前一些發(fā)達(dá)國(guó)家，例如美國(guó)、歐盟、日本等考慮了不同機(jī)型以及大氣
航空學(xué)報(bào) 2022年5期2022-07-04
- 側(cè)風(fēng)影響下的CSPRs飛機(jī)離場(chǎng)尾流運(yùn)動(dòng)研究
系統(tǒng)研究，分析了尾渦運(yùn)動(dòng)情況、也對(duì)尾渦的研究方法做了系統(tǒng)總結(jié)。Wakim A[6]研究了地面效應(yīng)中尾渦對(duì)的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，也對(duì)渦的演化過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。國(guó)內(nèi)方面，周彬[7]分析了側(cè)向風(fēng)速對(duì)飛機(jī)尾流運(yùn)動(dòng)的影響程度。魏志強(qiáng)[8]分析了不同側(cè)風(fēng)條件下的尾渦參數(shù)、尾渦下降及側(cè)向運(yùn)動(dòng)。谷潤(rùn)平采用CFD方法構(gòu)建了機(jī)翼模型進(jìn)行仿真，得到了不同側(cè)風(fēng)情況下的尾渦演化規(guī)律和發(fā)展趨勢(shì)。綜上所述，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)側(cè)風(fēng)影響下的尾流運(yùn)動(dòng)情況有了一定研究，但對(duì)民航常用機(jī)型離場(chǎng)尾流運(yùn)動(dòng)情況研究
價(jià)值工程 2022年9期2022-03-14
- 軸系縱振誘發(fā)的螺旋槳軸承力特性研究
，三是建立時(shí)變的尾渦數(shù)學(xué)模型。下面分別介紹。圖1 軸系振動(dòng)與三個(gè)坐標(biāo)系示意圖Fig.1 The schematic of shaft vibration and three coordinate systems在軸承力計(jì)算中，需要考慮從葉片隨邊泄露出的尾渦影響。對(duì)尾渦的建模主要考慮尾渦的強(qiáng)度和尾渦的形狀。對(duì)于傳統(tǒng)的槳轂不隨軸系振動(dòng)的螺旋槳，尾渦的形狀通常假定為螺旋面，即線性尾渦。尾渦泄露的強(qiáng)度通常按Morino 庫(kù)塔條件[14]或壓力庫(kù)塔條件處理[15-1
船舶力學(xué) 2022年2期2022-03-03
- 不同迎流攻角下正三角柱流致振動(dòng)數(shù)值模擬研究
0°時(shí)觀察到2S尾渦模式，α=60°出現(xiàn)了P+S和2P尾渦模式。類似地，Zhang等[12]在等邊三角柱(邊垂直迎流)的流致振動(dòng)試驗(yàn)中也觀察到渦振和馳振響應(yīng)模式，并且在渦振到馳振的過(guò)渡區(qū)域發(fā)現(xiàn)了渦振-馳振轉(zhuǎn)變分支，該分支發(fā)生在7.8結(jié)合以上綜述可以發(fā)現(xiàn)，目前對(duì)三角柱流致振動(dòng)的系統(tǒng)研究仍比較少。本文對(duì)不同迎流攻角下正三角柱的流致振動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬研究并對(duì)以下3個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題給出解答。①不同迎流攻角下三角柱振動(dòng)響應(yīng)和頻率隨折合流速將出現(xiàn)怎樣的變化。②為什么升力系數(shù)偶
振動(dòng)與沖擊 2022年3期2022-02-22
- 湍流強(qiáng)度對(duì)非對(duì)稱粗糙帶圓柱流致振動(dòng)影響的研究
TC 單圓柱，在尾渦圖中可以看出此時(shí)上游圓柱脫落的渦會(huì)碰撞到下游圓柱，然后繼續(xù)脫落，下游圓柱沒(méi)有其他旋渦產(chǎn)生，所以其整體振幅會(huì)偏小。在上分支（40 000＜Re＜80 000），所研究的兩圓柱振幅比較初始分支有所增大，單圓柱到達(dá)0.7～1.5之間，下游圓柱到達(dá)0.2～1.3，下游圓柱的振幅比依然要小于單圓柱。在低湍流強(qiáng)度下（I≤1%），湍流強(qiáng)度對(duì)圓柱振幅比的影響不明顯，但當(dāng)湍流強(qiáng)度增大至中等湍流強(qiáng)度（I=5%）時(shí)，其正負(fù)向振幅比較其他湍流強(qiáng)度輕微減小，這與
船舶力學(xué) 2022年1期2022-02-10
- 基于蒙特卡洛仿真的高空尾渦運(yùn)動(dòng)特性
機(jī)不慎進(jìn)入前機(jī)的尾渦流場(chǎng)時(shí)，可能會(huì)發(fā)生失速、滾轉(zhuǎn)、急劇俯仰等危險(xiǎn)情況，嚴(yán)重威脅飛行安全[2]。近年來(lái)，空域繁忙程度的增加以及空域資源的日趨緊張使得充分利用高空資源越來(lái)越迫切，其中尾渦遭遇問(wèn)題是高空飛行高度層垂直間隔縮減的重要限制因素?？罩薪煌髁康某掷m(xù)增長(zhǎng)對(duì)空域利用效率提出更高要求。我國(guó)在8 900～12 500 m的平飛巡航高度區(qū)間內(nèi)實(shí)施縮小最低垂直間隔(reduced vertical separation minimum, RVSM)，將飛行高度層之
空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年5期2021-12-22
- 理想狀況下渦流發(fā)生器尾渦特性
渦流發(fā)生器本身的尾渦特性展開(kāi)研究.鑒于此，在文獻(xiàn)[8]的基礎(chǔ)上,文中設(shè)計(jì)安裝邊長(zhǎng)依次為2，3，4 cm的渦流發(fā)生器，采用大渦模擬與PIV測(cè)量相結(jié)合的方法，對(duì)葉片的安裝角度、葉片高度和安裝邊長(zhǎng)度及外界水流速度對(duì)尾渦特性的影響進(jìn)行研究，為渦流發(fā)生器在水力學(xué)中的應(yīng)用提供一定參考.1 試驗(yàn)設(shè)備與方法1.1 試驗(yàn)設(shè)備試驗(yàn)平臺(tái)主要由試驗(yàn)水槽、水泵、渦流發(fā)生器、水箱和粒子測(cè)速平臺(tái)等組成，見(jiàn)圖1，其中試驗(yàn)水槽為一個(gè)長(zhǎng)2 500 mm，寬150 mm，高250 mm的長(zhǎng)方體
排灌機(jī)械工程學(xué)報(bào) 2021年11期2021-12-06
- 側(cè)風(fēng)影響下航空器尾渦LES 數(shù)值模擬
。當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)尾渦流場(chǎng)中時(shí)，會(huì)發(fā)生滾轉(zhuǎn)、失速、俯仰等危險(xiǎn)情況，嚴(yán)重影響航空器的運(yùn)行安全。因此研究飛機(jī)起降過(guò)程中不同側(cè)風(fēng)速度下航空器尾渦演變規(guī)律有著十分重要的意義。在風(fēng)洞水洞實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，國(guó)內(nèi)外學(xué)者多采用數(shù)值模擬的方式對(duì)尾渦進(jìn)行仿真，并取得了一定的研究成果[1-9]。Breitsamter[1]進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，使用五孔探針對(duì)尾流流場(chǎng)變化進(jìn)行探測(cè)，分析了相鄰主渦合并過(guò)程和上卷過(guò)程，將飛機(jī)尾流細(xì)化為6 種形式。Olsen[2]提出了尾流的拖曳水池試驗(yàn)觀測(cè)方法,
- 配對(duì)進(jìn)近尾流安全間隔優(yōu)化研究
特性分析2.1 尾渦遭遇安全性分析近距平行跑道(CSPR)是指兩平行跑道的中心線間隔小于或等于760(2500ft)米的平行跑道。平行跑道根據(jù)跑道入口是否內(nèi)移又可分為錯(cuò)列式平行跑道和對(duì)齊式平行跑道。其配對(duì)進(jìn)近運(yùn)行模式如圖1和圖2所示。圖1 錯(cuò)列式跑道構(gòu)型下進(jìn)近示意圖圖2 對(duì)齊式跑道構(gòu)型下進(jìn)近示意圖國(guó)內(nèi)飛機(jī)下降時(shí)通常保持3°下滑角，且國(guó)內(nèi)大多數(shù)平行跑道為錯(cuò)列式平行跑道，因此本文的研究重點(diǎn)是錯(cuò)列式平行跑道。飛機(jī)通過(guò)最后進(jìn)近定位點(diǎn)以后，通過(guò)階段性減速到達(dá)飛機(jī)著陸
計(jì)算機(jī)仿真 2021年2期2021-11-17
- 飛機(jī)尾噴流誘導(dǎo)速度建模與仿真
研究。建立了飛機(jī)尾渦模型以及尾噴口噴流模型，并仿真了飛機(jī)流場(chǎng)中的誘導(dǎo)速度。然后應(yīng)用CFD（computational fluid dynamics）對(duì)飛機(jī)的流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，并將CFD計(jì)算結(jié)果與尾噴流模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。仿真對(duì)比結(jié)果表明：飛機(jī)尾后100 m區(qū)域內(nèi)，尾渦模型計(jì)算結(jié)果誤差較大，此時(shí)應(yīng)采用CFD對(duì)尾流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算；而在尾后100 m區(qū)域外尾渦模型與CFD計(jì)算結(jié)果較為一致，尾渦模型的計(jì)算結(jié)果能夠達(dá)到精度要求。尾噴流；誘導(dǎo)速度；尾渦模型；噴流模型；CFD
紅外技術(shù) 2021年10期2021-10-22
- 高空巡航階段的飛機(jī)尾渦流場(chǎng)演化特性研究
機(jī)在飛行中產(chǎn)生的尾渦流場(chǎng)是飛行安全的重要危害之一，近年來(lái)發(fā)生了多起飛機(jī)在高空巡航階段飛行時(shí)遭遇前機(jī)尾流的不安全事件[1-2]。國(guó)外研究者[3-4]對(duì)尾渦安全間隔展開(kāi)研究，評(píng)估了飛機(jī)起飛及著陸階段所需最小安全間隔。在尾渦消散方面，國(guó)外研究者通過(guò)建立復(fù)雜的數(shù)學(xué)模型來(lái)描述尾渦消散機(jī)理。Holz?pfel等[5]建立兩階段尾渦消散模型來(lái)計(jì)算尾渦強(qiáng)度的衰減情況。Sarpkaya等[6-7]認(rèn)為尾渦的消散主要取決于大氣層結(jié)穩(wěn)定性和大氣湍流度，而與雷諾數(shù)關(guān)系不大。Pro
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年4期2021-09-17
- 特征時(shí)間對(duì)剪切稀化流體氣泡上浮特性的影響
變?yōu)榍蛎毙螘r(shí)，其尾渦尺寸變得較大。Vahabi等[13]采用weakly-compressible smoothed particle hydrodynamics（WC-SPH）法研究了氣泡在剪切稀化流體的上浮過(guò)程，發(fā)現(xiàn)隨著流體剪切稀化程度的增強(qiáng)，氣泡逐漸從球形變?yōu)橄露藥範(fàn)畹拿毙螝馀?，在氣泡周圍出現(xiàn)了低黏度區(qū)域。張菊[14]通過(guò)實(shí)驗(yàn)也發(fā)現(xiàn)了同樣的現(xiàn)象，她還指出剪切稀化特性使氣泡上浮過(guò)程的阻力減小、速度增大。Oshaghi等[15]采用VOF（volume
化工進(jìn)展 2021年5期2021-05-31
- 側(cè)風(fēng)影響下簡(jiǎn)化配對(duì)進(jìn)近安全區(qū)域研究?
特性研究3.1 尾渦強(qiáng)度模型航空器飛行過(guò)程中，產(chǎn)生升力的機(jī)翼上下翼面形成壓力差，氣流由下翼面流向上翼面，進(jìn)而在翼尖處形成尾渦。國(guó)內(nèi)外學(xué)者已建立了多種尾渦模型，如 Rankine模 型、Lamb-Oseen模 型、Hall?ock-Burnham（H-B）模型、Adapted模型、Smooth blending模型、Multiple scale模型等，由于H-B尾渦模型計(jì)算簡(jiǎn)單并能精確描述尾渦的切向速度，因此使用該模型計(jì)算尾渦切向速度［20］。其模型如下：式
艦船電子工程 2021年4期2021-05-25
- 降雨條件下飛機(jī)尾渦演化數(shù)值模擬研究
漢618307）尾渦是飛機(jī)產(chǎn)生升力的副產(chǎn)品，是一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的渦流。當(dāng)后機(jī)遭遇前機(jī)的高強(qiáng)度尾渦時(shí)，會(huì)對(duì)其飛行姿態(tài)產(chǎn)生不可忽視的影響，如發(fā)生滾轉(zhuǎn)，使其無(wú)法改出，這對(duì)處在起飛和降落階段的后機(jī)來(lái)說(shuō)是致命的。因此，尾流影響著機(jī)場(chǎng)容量與進(jìn)近階段的飛行安全[1]。國(guó)際民航組織規(guī)定了相對(duì)保守的尾流間隔，其制定依據(jù)主要是基于常見(jiàn)的氣象條件對(duì)尾渦演化的影響規(guī)律，如中等或較弱強(qiáng)度的大氣湍流和溫度分層等干凈大氣條件。為了縮減尾流間隔，數(shù)值模擬方法被應(yīng)用到尾渦演化的研究中，Gerz
南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年2期2021-05-06
- 基于SVM的激光雷達(dá)飛機(jī)尾渦識(shí)別方法
尾流也被稱為飛機(jī)尾渦，能夠在空中較為穩(wěn)定的存在一段時(shí)間[2]。當(dāng)后機(jī)遭遇尾流時(shí)，由于飛機(jī)周圍空氣狀態(tài)發(fā)生變化，氣動(dòng)性能會(huì)受到影響，嚴(yán)重時(shí)可能會(huì)發(fā)生滾轉(zhuǎn)、掉高度、失速等情況[3-4]。對(duì)飛機(jī)尾流的研究是保障飛行安全的前提，研究飛機(jī)尾流的常用方法包括基于計(jì)算流體力學(xué) (CFD)的數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)和實(shí)地探測(cè)等方法[5]。Hallock等[6]在英國(guó)希思羅機(jī)場(chǎng)進(jìn)行飛機(jī)尾流探測(cè)實(shí)驗(yàn)時(shí)，發(fā)現(xiàn)大型飛機(jī)尾渦消散和小型飛機(jī)與在低雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)中的結(jié)果存在差異。Harris
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2021年4期2021-05-06
- 一種CSPRs 起飛尾流安全間隔動(dòng)態(tài)縮減方法
定理[10]得到尾渦初始環(huán)量以及渦間距為式中：l 為前機(jī)升力；ρ 為空氣密度；V 為航空器速度；s 為機(jī)翼載荷因數(shù)（與機(jī)翼形狀有關(guān)，橢圓形機(jī)翼可取π/4）；b 為翼展；Γ0為初始環(huán)量；b0為初始渦間距。考慮到民用航空器在起飛過(guò)程中的過(guò)載系數(shù)較小，本文參考BADA 數(shù)據(jù)庫(kù)中的航空器性能數(shù)據(jù)，航空器離地時(shí)過(guò)載系數(shù)ny一般較低，此處取1.1，以此計(jì)算航空器升力。其中，過(guò)載系數(shù)是指飛機(jī)所受除重力以外的外力總和同飛機(jī)重力的比值，由此得到升力與航空器重量W 的關(guān)系如下
華東交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年1期2021-04-24
- 基于YOLO的人工智能飛機(jī)尾渦識(shí)別研究
行過(guò)程中都會(huì)形成尾渦，這是由于飛機(jī)機(jī)翼上下表面壓力差產(chǎn)生的，它是飛機(jī)升力的一個(gè)副產(chǎn)物，是無(wú)法避免的。20 世紀(jì)70年代初發(fā)生了世界上第一起航空器因?yàn)樵庥?span id="syggg00" class="hl">尾渦而失事墜毀的事故，當(dāng)時(shí)遇難飛機(jī)跟進(jìn)一架波音747，在不慎遭遇前機(jī)尾渦后因操縱失控發(fā)生空難[1]。2001，美國(guó)航空公司587航班因遭遇了兩次強(qiáng)烈的前機(jī)尾渦[2]，出現(xiàn)大坡度，又因進(jìn)入前機(jī)尾渦下洗區(qū)，尾翼與機(jī)身脫落，導(dǎo)致飛機(jī)墜毀。2012年9月14日，維珍澳洲(Virgin Australia)一架波音7
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年11期2020-12-16
- 不同雷諾數(shù)下二維翼型尾渦脫落的流動(dòng)分析
型在低雷諾數(shù)下的尾渦脫落特性，可以加深對(duì)翼型繞流及分離形態(tài)的認(rèn)識(shí)，對(duì)改善翼型在低雷諾數(shù)下的氣動(dòng)性能具有積極意義。Gen?等[7]通過(guò)熱線實(shí)驗(yàn)和煙線實(shí)驗(yàn)，對(duì)NACA4412翼型在3種低雷諾數(shù)下的流動(dòng)分離和尾渦脫落現(xiàn)象進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)分離泡隨著翼型攻角的增加不斷向前緣移動(dòng)，伴隨著翼型升力的不斷下降。O’Meara等[8]研究了8°～12°攻角下雷諾數(shù)Re為50 000～200 000時(shí)的NACA663-018翼型，發(fā)現(xiàn)雷諾數(shù)和擾動(dòng)環(huán)境對(duì)翼型壓力分布有較大影響。A
- 斜流與螺旋槳尾渦聯(lián)合作用下舵表面脈動(dòng)壓力
時(shí)也會(huì)對(duì)螺旋槳的尾渦及尾流場(chǎng)產(chǎn)生影響，螺旋槳的尾渦不再對(duì)稱地沿螺旋槳軸線兩端發(fā)展，這會(huì)導(dǎo)致舵表面原有的受力情況發(fā)生改變。張文照等[2]發(fā)現(xiàn)在大攻角的情況下，攻角引起的螺旋槳進(jìn)速降低，會(huì)導(dǎo)致螺旋槳的推力和扭矩隨著攻角的增大而增加。文獻(xiàn)[3-5]的研究均表明隨著角度的增加，螺旋槳的水動(dòng)力系數(shù)不斷增加。常欣等[6]的研究結(jié)果表明斜流下槳葉表面的壓力分布是不均勻的。螺旋槳的尾渦會(huì)引起流場(chǎng)的改變[7]，并在水動(dòng)力性能、空泡性能、激振力和噪聲扮演者重要角色[8]。Mu
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年8期2020-11-13
- 基于k最近鄰的激光雷達(dá)飛機(jī)尾渦識(shí)別
干激光雷達(dá)對(duì)飛機(jī)尾渦進(jìn)行探測(cè)，并通過(guò)理論分析和實(shí)驗(yàn)結(jié)果相驗(yàn)證［7］。HARRIS等人使用連續(xù)波激光雷達(dá)對(duì)飛機(jī)尾渦進(jìn)行探測(cè)［8］。XU等人從對(duì)稱性、展寬性以及反比性3個(gè)特性來(lái)分析尾渦識(shí)別方法［9］，但未使用實(shí)地探測(cè)的數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證，且判定是否存在尾渦時(shí)，需要對(duì)3種特性的設(shè)定門限值，在實(shí)踐過(guò)程發(fā)現(xiàn)門限值較難設(shè)定。傳統(tǒng)飛機(jī)尾渦刻畫模型考慮的是飛機(jī)尾流影響區(qū)域產(chǎn)生的切向速度，這與激光雷達(dá)所探測(cè)到的徑向速度有所區(qū)別。其次，傳統(tǒng)尾渦刻畫模型在較為均勻的風(fēng)場(chǎng)下與實(shí)際尾流數(shù)
激光技術(shù) 2020年4期2020-07-08
- 仿生胸鰭的三維尾渦結(jié)構(gòu)與參數(shù)影響分析
翼更加復(fù)雜，胸鰭尾渦結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵特征究竟是什么還有待研究。Suzuki等[9]開(kāi)發(fā)了仿黑鱸魚機(jī)械胸鰭推進(jìn)系統(tǒng)，并開(kāi)展實(shí)驗(yàn)研究工作，分析胸鰭的瞬時(shí)以及時(shí)均水動(dòng)力特性。Li等[10]利用FLUENT軟件及其動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)分析了胸鰭非定常運(yùn)動(dòng)尾流場(chǎng)中流向、展向系列切片上的渦的脫落和耗散過(guò)程。Lauder等[11]和Bozkurttas等[12]試驗(yàn)觀測(cè)了太陽(yáng)魚穩(wěn)定游動(dòng)狀態(tài)下的胸鰭幾何和運(yùn)動(dòng)學(xué)數(shù)據(jù)，并進(jìn)行與試驗(yàn)相匹配的數(shù)值模擬以提供詳細(xì)的流場(chǎng)和水動(dòng)力定量信息。陳宏等[1
海洋工程 2020年1期2020-04-10
- 基于大渦模擬的航空器近場(chǎng)尾渦分布特性
數(shù)值模擬方法研究尾渦自卷起至發(fā)展過(guò)程中傳播、下沉情況，分析其衰減特性，左右渦之間的相互誘導(dǎo)作用，以及尾渦下沉到距離地面一定高度下地面效應(yīng)影響，并將實(shí)驗(yàn)結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比分析[1-2]。Misaka等[3]、Jimenez等[4]和Tabor等[5]研究了改變模擬的邊界條件、網(wǎng)格分辨率等實(shí)驗(yàn)參數(shù)對(duì)產(chǎn)生尾渦尺度的影響，進(jìn)而對(duì)后機(jī)造成的影響；Ahmad等[6]研究了尾渦遭遇側(cè)風(fēng)影響下其生命周期內(nèi)的變化情況，以及對(duì)隨后飛機(jī)的潛在風(fēng)險(xiǎn)。中國(guó)對(duì)數(shù)值模擬方法的研究相
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年3期2020-04-08
- 近距平行跑道離場(chǎng)尾流間隔優(yōu)化研究
道，航空器可能受尾渦影響時(shí)，平行跑道離場(chǎng)航空器的放行間隔應(yīng)當(dāng)按照為一條跑道規(guī)定的放行間隔執(zhí)行[1]。因此對(duì)于近距平行跑道，國(guó)內(nèi)機(jī)場(chǎng)運(yùn)行仍主要是一起一降的運(yùn)行模式，限制了機(jī)場(chǎng)容量的增長(zhǎng)以及未發(fā)揮出來(lái)近距平行跑道對(duì)機(jī)場(chǎng)容量增長(zhǎng)的作用。然而，目前FAA在西雅圖機(jī)場(chǎng)等國(guó)際機(jī)場(chǎng)都已運(yùn)行了相關(guān)運(yùn)行模式。因此，為了發(fā)揮近距平行跑道優(yōu)勢(shì)，國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者對(duì)相關(guān)運(yùn)行模式下尾渦風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行了研究。J.N.Hallock[2]對(duì)近距平行跑道上的尾流進(jìn)行了相關(guān)研究，計(jì)算消散所需時(shí)間。J
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年2期2020-03-23
- 隨軸系做復(fù)雜空間運(yùn)動(dòng)的船舶螺旋槳水動(dòng)性能計(jì)算
；三是建立時(shí)變的尾渦數(shù)學(xué)模型。1.1 軸系復(fù)雜空間運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型圖2 軸系振動(dòng)與三個(gè)坐標(biāo)系示意圖Fig.2 The schematic of shaft vibration and three coordinate systems坐標(biāo)系oxyz與坐標(biāo)系ox1y1z1的關(guān)系可以用投影角法表示[14]，如圖3所示。設(shè)螺旋槳的自旋軸ox在x1y1和x1z1平面上的投影線與ox1軸的夾角為θy和θz。θy和θz稱之為投影角。坐標(biāo)oxyz與坐標(biāo)系ox1y1z1的關(guān)系
船舶力學(xué) 2019年8期2019-08-21
- V錐節(jié)流裝置內(nèi)氣液分層流動(dòng)特性數(shù)值模擬
分析2.1 錐尾尾渦特性2.1.1 尾渦基本特征當(dāng)來(lái)流為單相氣體時(shí),如圖5(p=0.2 MPa,Usg=5.71 m·s-1,Usl=0)所示,單相氣體流經(jīng)V錐,在喉部形成環(huán)形射流,射流撞擊壁面,發(fā)生反彈,并在喉部下游一定距離處射流速度達(dá)到最大;在射流剪切作用下,V錐錐尾區(qū)域壓力梯度變化較大,錐尾下游出現(xiàn)了尾流,形成了尾流漩渦(尾渦),尾渦渦心速度較低。流動(dòng)速度在尾渦下游端點(diǎn)附近達(dá)到最小,沿流動(dòng)方向速度接近于0處的位置即為尾渦的下游端點(diǎn)。尾渦尺度較大,長(zhǎng)度
- 某電動(dòng)SUV尾翼優(yōu)化方案分析
向控制，從而控制尾渦結(jié)構(gòu)，降低風(fēng)阻。本文將重點(diǎn)介紹某電動(dòng)SUV車型（配置懸浮式尾翼代替?zhèn)鹘y(tǒng)尾翼）實(shí)現(xiàn)降阻的過(guò)程、遇到問(wèn)題的解決辦法及原理探究。1 背景介紹1.1 傳統(tǒng)尾翼與賽車上的尾翼不同，SUV車頂末端的尾翼設(shè)計(jì)主要起到疏導(dǎo)氣流、改善尾部流場(chǎng)的作用，因此也被稱為后擾流板。由于后擾流板對(duì)頂部氣流方向的控制，所以尾翼能夠較有效地引導(dǎo)頂部氣流分離，延長(zhǎng)分離點(diǎn)，同時(shí)通過(guò)控制其上表面的角度可直接控制車頂高速氣流的出射方向，進(jìn)而改變尾渦結(jié)構(gòu)，控制整車風(fēng)阻系數(shù)。傳統(tǒng)S
汽車工程學(xué)報(bào) 2019年6期2019-04-07
- 飛機(jī)尾渦流場(chǎng)參數(shù)的仿真計(jì)算方法研究綜述
、高度逐漸降低的尾渦流場(chǎng)[1]。尾渦流場(chǎng)的演變與消散對(duì)飛行安全和機(jī)場(chǎng)終端區(qū)運(yùn)行效率有重要影響。當(dāng)后方飛機(jī)誤入前機(jī)的尾渦流場(chǎng)中時(shí)，在誘導(dǎo)下洗速度作用下，可能會(huì)發(fā)生傾斜、滾轉(zhuǎn)、失速、急劇俯仰等影響飛行軌跡和操縱性的危險(xiǎn)情況，處置不當(dāng)極易發(fā)生飛行事故[2]。前后飛機(jī)之間的尾流安全間隔取決于前機(jī)尾渦強(qiáng)度、大氣環(huán)境和后機(jī)操控能力?，F(xiàn)行的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)基本是在20世紀(jì)60年代建立的，它將航空器按照最大起飛重量來(lái)進(jìn)行分類，然后給出不同類別組合下的間隔標(biāo)準(zhǔn)。這些標(biāo)準(zhǔn)不僅保守
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2019年1期2019-03-19
- 三維擺動(dòng)水翼仿生推進(jìn)水動(dòng)力分析
伴有較大的噪音和尾渦。這對(duì)水下潛器來(lái)說(shuō)都是負(fù)面的影響，此時(shí)仿生學(xué)的概念被大量提起。魚類經(jīng)過(guò)上億年的進(jìn)化，無(wú)論是身體形態(tài)結(jié)構(gòu)還是運(yùn)動(dòng)方式都完美適應(yīng)了環(huán)境。相比于螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)的種種缺陷，仿魚類水下潛器有良好的推進(jìn)性能和操縱性能，可以高速游動(dòng)并且姿態(tài)也可以隨意控制，因此，比傳統(tǒng)推進(jìn)器具有更大優(yōu)勢(shì)的仿生推進(jìn)器成為推進(jìn)領(lǐng)域中的一個(gè)研究熱點(diǎn)[2?3]。1971年，Lighthill[4]提出了“大擺動(dòng)細(xì)長(zhǎng)體理論”，考慮了尾翼任意擺動(dòng)幅度的運(yùn)動(dòng)，側(cè)向位移較大，并對(duì)魚的
應(yīng)用科技 2019年2期2019-03-15
- 空中交通尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)的安全性評(píng)估分析*
跟隨后機(jī)侵入前機(jī)尾渦流場(chǎng)可能導(dǎo)致的俯仰、滾轉(zhuǎn)、失速等危險(xiǎn)情況，國(guó)內(nèi)外民航管理機(jī)構(gòu)基于實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)將航空器按照最大起飛重量進(jìn)行分類，給出不同類別組合下的間隔標(biāo)準(zhǔn)[1]。由于同一類別中包含的各個(gè)機(jī)型在幾何尺寸、氣動(dòng)特性、飛行限制等方面存在較大差異，使得按間隔標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)行時(shí)的安全余量也不盡相同[2-3]。開(kāi)展針對(duì)現(xiàn)行尾流間隔的安全評(píng)估，是預(yù)測(cè)間隔縮減潛力、識(shí)別潛在的間隔縮減途徑、確定可接受安全水平的技術(shù)基礎(chǔ)。前后飛機(jī)之間的尾流安全性取決于前機(jī)尾渦強(qiáng)度的消散情況和后機(jī)遭遇
中國(guó)安全生產(chǎn)科學(xué)技術(shù) 2018年12期2019-01-05
- 重型牽引列車尾流結(jié)構(gòu)特性分析
很大程度上取決于尾渦的結(jié)構(gòu)特性。研究表明，重型牽引列車尾部氣動(dòng)阻力約占整車氣動(dòng)阻力的20%～25%[1-3]。同時(shí)，隨著智能化和自動(dòng)化駕駛技術(shù)的快速發(fā)展及日趨成熟，隊(duì)列行駛作為車隊(duì)提高運(yùn)輸效率的主要措施，可有效減少燃料消耗和廢氣排放并保障交通安全[4]。車輛隊(duì)列行駛減阻的主要原理是縮短相鄰兩車行駛間距，后車（正壓區(qū)）進(jìn)入前車的尾流負(fù)壓區(qū)，在距離合適的情況下減小了前車的負(fù)壓值，兩輛車的流場(chǎng)發(fā)生相互影響，達(dá)到整體減阻的效果，這對(duì)降低整車及車隊(duì)整體風(fēng)阻研究尾流的
汽車工程學(xué)報(bào) 2018年6期2019-01-03
- 基于尾渦強(qiáng)度的無(wú)人機(jī)與民機(jī)縱向安全間隔評(píng)估研究*
機(jī)飛行過(guò)程產(chǎn)生的尾渦(Wake Vortex)會(huì)導(dǎo)致尾隨運(yùn)行的其他航空器發(fā)生失速、滾轉(zhuǎn)等不穩(wěn)定現(xiàn)象，而無(wú)人機(jī)體型小、重量輕，一旦闖入尾渦流場(chǎng)，在誘導(dǎo)速度影響下失控后將發(fā)生解體，運(yùn)動(dòng)的機(jī)體碎片在尾渦場(chǎng)中極易被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)或與民機(jī)發(fā)生碰撞，嚴(yán)重危及航行安全。因此，考慮尾渦運(yùn)動(dòng)理論，建立無(wú)人機(jī)與民機(jī)安全間隔評(píng)估的有效模型是有必要的。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于無(wú)人機(jī)安全間隔的評(píng)估研究還處于概念階段，尚未形成成熟的評(píng)估理論和方法。在民航領(lǐng)域，安全間隔評(píng)估始于20世紀(jì)60年代的R
中國(guó)安全生產(chǎn)科學(xué)技術(shù) 2018年10期2018-11-01
- 基于激光雷達(dá)回波的動(dòng)態(tài)尾渦特征參數(shù)計(jì)算
于飛機(jī)翼尖產(chǎn)生的尾渦，對(duì)尾渦特征參數(shù)的分析有助于提高機(jī)場(chǎng)跑道利用率、減少飛機(jī)延誤，而通過(guò)激光雷達(dá)探測(cè)特定區(qū)域內(nèi)的尾渦并解算其特征參數(shù)是一種重要的研究手段。Rahm等[1]利用機(jī)載多普勒雷達(dá)測(cè)量大型飛機(jī)在自由大氣中的尾渦，通過(guò)對(duì)探測(cè)數(shù)據(jù)的處理得到尾渦運(yùn)動(dòng)軌跡。徐世龍等[2]從飛機(jī)尾渦激光探測(cè)的總體要求出發(fā)，設(shè)計(jì)了尾渦相干激光探測(cè)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與參數(shù)。牛鳳梁等[3]對(duì)降雨條件下飛機(jī)尾流的雷達(dá)特性進(jìn)行研究，得到尾流中雨滴數(shù)密度分布特性，基于某雷達(dá)參數(shù)通過(guò)信號(hào)處理得到
武漢科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年5期2018-10-08
- 單旋翼植保無(wú)人機(jī)翼尖渦流對(duì)霧滴飄移的影響
于3 m/s時(shí)，尾渦飄向機(jī)身下方未形成螺旋形尾渦。但當(dāng)無(wú)人機(jī)飛行速度大于3 m/s后，機(jī)身下方的旋翼旋渦在前方來(lái)流與尾翼氣流的共同作用下，形成2個(gè)逐漸向后旋轉(zhuǎn)擴(kuò)散的螺旋形尾渦，且飛行速度越快，螺旋形尾渦的高度也會(huì)隨之增高，旋翼流場(chǎng)變得越復(fù)雜。顯然，該螺旋形的尾渦將誘導(dǎo)機(jī)身下方霧滴產(chǎn)生向上的運(yùn)動(dòng)，從而使霧滴產(chǎn)生飄移。圖10為無(wú)人機(jī)飛行速度7 m/s時(shí)不同時(shí)刻下，尾流結(jié)構(gòu)變化的速度云圖。從圖中可知，當(dāng)t=0.1 s(圖10a)時(shí)，渦量分布呈同心圓狀向后擴(kuò)展，當(dāng)
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2018年8期2018-08-31
- 干擾板作用下飛機(jī)尾渦流場(chǎng)近地演變機(jī)理研究
機(jī)在飛行中產(chǎn)生的尾渦流場(chǎng)會(huì)影響跟隨后機(jī)的安全。統(tǒng)計(jì)表明，絕大多數(shù)的尾渦遭遇事件發(fā)生在離地30～60 m的近地階段，因此設(shè)計(jì)出相應(yīng)的尾渦干擾措施可以加快尾流消散，提高飛行安全性和機(jī)場(chǎng)運(yùn)行效率。在近地階段尾渦運(yùn)動(dòng)與消散機(jī)理方面有不少研究成果。 Holz?pfel等[1-2]采用數(shù)值模擬方法分析了近地尾渦在側(cè)風(fēng)擾動(dòng)下的運(yùn)動(dòng)與消散規(guī)律。Proctor[3]采用大渦模擬(LES)方法研究近地尾渦發(fā)現(xiàn)，在側(cè)風(fēng)影響下當(dāng)其中一個(gè)渦迅速衰減時(shí)，另一個(gè)渦的持續(xù)時(shí)間會(huì)大大超出典
武漢科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年2期2018-04-04
- 基于尾氣排放控制尾渦的新型減阻方法研究
約有91%取決于尾渦[1]。汽車行駛時(shí)尾氣排放會(huì)影響尾渦，因此，通過(guò)汽車尾氣排放控制以改善尾渦，進(jìn)而達(dá)到降低氣動(dòng)阻力的目的具有重要實(shí)際意義。國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)氣流噴射以改善尾渦的減阻方法進(jìn)行了一定的研究[5-11]。然而這些研究均采用添加附加裝置來(lái)噴射氣流以改善尾渦，成本較大且沒(méi)有深入的對(duì)瞬態(tài)過(guò)程進(jìn)行研究。對(duì)此，本文基于某微型客車，通過(guò)瞬態(tài)計(jì)算分析不同時(shí)刻下尾渦、壓力系數(shù)與氣動(dòng)阻力系數(shù)之間的關(guān)系，提出控制尾氣排放以改善尾渦的減阻方法，然后基于UDF技術(shù)，采用定常
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年1期2018-03-09
- 渦流發(fā)生器對(duì)高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵角區(qū)分離影響的實(shí)驗(yàn)研究
生器通過(guò)其產(chǎn)生的尾渦改變通道內(nèi)的旋渦結(jié)構(gòu)，加強(qiáng)端壁區(qū)的低能流體與主流的摻混，抑制角區(qū)分離的形成進(jìn)而達(dá)到了改善流動(dòng)的效果。相對(duì)于原型葉柵，在-3°～3°迎角下加入渦流發(fā)生器后損失系數(shù)降低了5%～14%，氣流轉(zhuǎn)折角提高2.49°～3.15°。相對(duì)于方案A，渦流發(fā)生器遠(yuǎn)離吸力面0.15倍柵距時(shí)，角渦強(qiáng)度增強(qiáng)，氣動(dòng)性能下降；反之，接近吸力面0.15倍柵距時(shí)會(huì)增加角區(qū)額外損失，其流動(dòng)控制效果較差。高負(fù)荷壓氣機(jī)葉柵；流動(dòng)控制；渦流發(fā)生器；角區(qū)分離；周向位置0 引 言新
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2017年6期2017-12-26
- 飛機(jī)尾渦演變及快速預(yù)測(cè)的大渦模擬研究1)
60周年專欄飛機(jī)尾渦演變及快速預(yù)測(cè)的大渦模擬研究1)林孟達(dá) 崔桂香2)張兆順 許春曉 黃偉希(清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京100841)隨著我國(guó)人民生活水平的提高，航空運(yùn)輸?shù)闹匾耘c日俱增，航班延誤問(wèn)題也日益嚴(yán)重.尾流間隔(保障后機(jī)不受前機(jī)尾流影響的最小安全間隔)是制約機(jī)場(chǎng)效率的關(guān)鍵因素.針對(duì)這一工程應(yīng)用問(wèn)題，采用大渦模擬方法研究飛機(jī)尾渦在大氣中的演變特性.研究工作首先發(fā)展了飛機(jī)尾渦演變的大渦模擬方法，將自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)應(yīng)用于飛機(jī)尾渦演變的大渦模擬，大幅減少所
力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2017-12-18
- 渦輪槳攪拌槽內(nèi)湍流特性的V3V實(shí)驗(yàn)及大渦模擬
流場(chǎng)的重構(gòu)；探討尾渦的三維結(jié)構(gòu)及運(yùn)動(dòng)規(guī)律；分析了葉片后方 30°截面軸向、徑向和環(huán)向速度沿徑向分布規(guī)律。用V3V實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比了2D-PIV（particle image velocimetry）數(shù)據(jù)中的尾渦渦對(duì)位置和渦量，渦對(duì)位置吻合度較好，但2D-PIV中渦量較V3V小37.5%；通過(guò)大渦模擬得到完整的尾渦結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)在葉片上邊緣后側(cè)存在一個(gè)和尾渦形成方式相同但不成對(duì)出現(xiàn)的渦結(jié)構(gòu)；將大渦模擬結(jié)果和2D-PIV及V3V實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比發(fā)現(xiàn)，大渦模擬在速度分布及尾
化工學(xué)報(bào) 2017年11期2017-11-22
- 新概念機(jī)翼尾流特性實(shí)驗(yàn)
消散時(shí)間長(zhǎng)的飛機(jī)尾渦，嚴(yán)重影響后續(xù)起降飛機(jī)的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性，提出一種新概念飛機(jī)襟翼布局，通過(guò)水槽實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：新概念布局的襟翼對(duì)翼尖渦的消散具有明顯的促進(jìn)作用，不同參數(shù)組合下襟翼渦對(duì)翼尖渦的運(yùn)動(dòng)特性和能量變化的影響均有不同。實(shí)驗(yàn)結(jié)果也為飛機(jī)尾流控制的研究提供了參考，在滿足飛行力學(xué)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，合理運(yùn)用增升裝置構(gòu)建四渦系統(tǒng)可以有效促進(jìn)飛機(jī)尾流的消散，提高機(jī)場(chǎng)飛機(jī)起降效率。飛機(jī)尾渦； Rayleigh-Ludwieg不穩(wěn)定性；
航空學(xué)報(bào) 2017年4期2017-11-17
- 球形氣泡界面變化對(duì)尾渦性質(zhì)和尺寸的影響
形氣泡界面變化對(duì)尾渦性質(zhì)和尺寸的影響費(fèi)洋，龐明軍（常州大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，江蘇省綠色過(guò)程裝備重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇常州213164）利用計(jì)算流體力學(xué)法研究了中等Reynolds數(shù)下（25≤≤500）氣泡界面污染程度對(duì)其尾流的影響。借鑒圓球繞流和停滯帽模型，提出了一種模擬中等Reynolds數(shù)下受污染球形氣泡尾流的三維模型，氣泡界面污染程度取決于帽角（）的大小，帽角越大表示氣泡表面污染程度越小。研究發(fā)現(xiàn)：=25～200時(shí)，污染程度的減小會(huì)減小尾渦長(zhǎng)度（）、分離角（）
化工學(xué)報(bào) 2017年9期2017-10-13
- 混合式CRP空泡性能模型試驗(yàn)研究
，試驗(yàn)結(jié)果表明，尾渦運(yùn)動(dòng)較強(qiáng)的尾流會(huì)將尾渦運(yùn)動(dòng)較弱的尾流卷入，同時(shí)保持自己原有的運(yùn)動(dòng)軌跡下泄，而當(dāng)兩者尾渦運(yùn)動(dòng)強(qiáng)度相當(dāng)時(shí)，尾流運(yùn)動(dòng)軌跡有較大程度的融合?；旌鲜紺RP；空泡水筒；模型試驗(yàn)；轉(zhuǎn)速比；空泡性能；尾流在全球經(jīng)濟(jì)不斷發(fā)展的同時(shí)，所面臨的環(huán)境保護(hù)問(wèn)題也日益突出。2012年海洋環(huán)境保護(hù)會(huì)議正式通過(guò)了能效設(shè)計(jì)指數(shù)（EEDI）計(jì)算規(guī)程，并于2013年1月1日起生效。EEDI的實(shí)施對(duì)船舶的節(jié)能減排提出了更高的要求，而提高船舶推進(jìn)器的效率是船舶節(jié)能減排的有效手段
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年12期2017-01-17
- 渦輪槳攪拌槽內(nèi)流場(chǎng)特性的V3V實(shí)驗(yàn)
維流場(chǎng)特性，確定尾渦三維結(jié)構(gòu)；分析了葉片后方30°截面軸向、徑向和環(huán)向速度沿徑向分布規(guī)律；對(duì)比了V3V和2D-PIV（particle image velocimetry）徑向和軸向速度，發(fā)現(xiàn)速度分布吻合較好，特別是尾渦所在的射流區(qū)。用2D-PIV方法對(duì)尾渦發(fā)展規(guī)律進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)受流體自由液面影響，尾渦軌跡向上傾斜，并與水平方向成10°，上、下尾渦運(yùn)動(dòng)軌跡不對(duì)稱，下尾渦運(yùn)動(dòng)比上尾渦稍快，衰減亦較快，這與V3V實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致；葉片后方60°尾渦依然清晰可見(jiàn)。用
化工學(xué)報(bào) 2016年11期2016-10-14
- 波翼相位差對(duì)柔性翼水動(dòng)力性能的影響
能力高于剛性翼。尾渦分析表明，恰當(dāng)?shù)牟ㄒ硐辔徊钅軌蛱岣呷嵝砸?span id="syggg00" class="hl">尾渦梯度及其連續(xù)性，從而提高波面下柔性翼推力及效率。關(guān)鍵詞：柔性翼；規(guī)則波；波翼相位差；水動(dòng)力性能；尾渦微小型水下機(jī)器人以其體積小、機(jī)動(dòng)靈活、隱身性強(qiáng)等特點(diǎn)成為目前研究的熱點(diǎn)，而采用性能優(yōu)良的推進(jìn)裝置則是這些特點(diǎn)的重要保障[1]。魚類經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期的自然選擇與進(jìn)化擁有了非凡的水中游動(dòng)能力，采用仿魚類擺動(dòng)鰭推進(jìn)的仿生水下機(jī)器人以其高效率、低噪聲及高機(jī)動(dòng)性引起了各國(guó)學(xué)者的廣泛關(guān)注。1994年，麻省理工學(xué)院模
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-04-26
- 翼尖尾渦對(duì)后機(jī)影響研究及規(guī)避策略
56603)翼尖尾渦對(duì)后機(jī)影響研究及規(guī)避策略邢琳琳，高培新(濱州學(xué)院飛行學(xué)院 山東濱州256603)在飛行中，飛機(jī)翼尖尾渦對(duì)飛行安全影響較大，不僅會(huì)降低后機(jī)能見(jiàn)度，而且對(duì)后機(jī)操作及性能都有重要影響?；趯?duì)翼尖尾渦形成機(jī)理、近地流動(dòng)規(guī)律及渦核特性的分析，闡述了飛機(jī)翼尖尾渦對(duì)后機(jī)飛行安全的影響，主要涵蓋后機(jī)平飛狀態(tài)起飛降落、橫向操縱等方面。同時(shí)提出了規(guī)避翼尖尾渦對(duì)后機(jī)影響的具體策略，其中包括嚴(yán)格執(zhí)行國(guó)際民航組織規(guī)定的尾流間隔標(biāo)準(zhǔn)、建立混合起降尾流安全間隔等。翼
天津科技 2015年3期2015-02-13
- 非粘接動(dòng)態(tài)柔性立管干涉研究
法，采用Huse尾渦模型開(kāi)展了干涉研究，并就柔性立管彎曲剛度、內(nèi)部介質(zhì)和拖曳力系數(shù)對(duì)干涉間距的敏感性做了分析，得到了對(duì)海洋立管工程有參考意義的結(jié)論。柔性立管； 干涉分析； 拖曳力系數(shù)； Huse尾渦模型0 引 言海洋工程非粘接動(dòng)態(tài)柔性立管具備安裝簡(jiǎn)便、可靠性高、抗疲勞性能強(qiáng)等諸多優(yōu)點(diǎn)，適用于環(huán)境條件較為惡劣的海域。非粘接動(dòng)態(tài)柔性立管結(jié)構(gòu)由多層聚合物層和金屬層纏繞而成，使得結(jié)構(gòu)總體既具備足夠的強(qiáng)度和密封能力，又能保持“柔性”，提高立管結(jié)構(gòu)總體抗疲勞性能。柔性
海洋工程裝備與技術(shù) 2014年1期2014-12-19
- 適用于Kappel槳的面元法尾渦模型
生變化，從而形成尾渦面。面元法計(jì)算中的尾渦模型即是基于這樣的實(shí)際給出的。對(duì)于Kappel槳，幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示。圖中的Kappel槳選取了臺(tái)灣海洋大學(xué)的Kap5XX 系列槳［1－3］。由圖1 可以看出，Kappel槳在葉梢端彎曲比較劇烈，從幾何參數(shù)上表述即是Kappel槳葉梢端剖面的縱傾沿徑向變化比較明顯，具體情況如圖2所示。普通螺旋槳的縱傾線(葉片參考線在圖2 平面內(nèi)的投影)一般如圖2 中OAC 段所示，即在AC 段縱傾不劇烈，但Kappel槳從圖2 中
艦船科學(xué)技術(shù) 2014年10期2014-12-07
- 翼尖小翼對(duì)尾渦安全間隔的影響研究
機(jī)在飛行中形成的尾渦會(huì)在重力、大氣湍流、風(fēng)速、粘性等作用下,形成強(qiáng)度逐漸衰弱的尾渦流場(chǎng)。當(dāng)后機(jī)進(jìn)入前機(jī)所形成的尾渦流場(chǎng)時(shí),在誘導(dǎo)下洗速度作用下,可能會(huì)發(fā)生傾斜、滾轉(zhuǎn)、失速、急劇俯仰等影響飛行安全的危險(xiǎn)情況?，F(xiàn)行的尾渦安全間隔標(biāo)準(zhǔn)在盡可能避免此類危險(xiǎn)的同時(shí)也在一定程度上限制了機(jī)場(chǎng)和終端區(qū)的容量[1]。在尾渦形成及強(qiáng)度消散的建模研究方面,文獻(xiàn)[1]建立了尾渦流場(chǎng)的快速仿真計(jì)算模型;文獻(xiàn)[2]建立了三階段尾渦消散模型,并與采用大渦模擬方法(LES)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果
飛行力學(xué) 2014年2期2014-09-17
- 面元法在串列槳水動(dòng)力性能預(yù)報(bào)中的應(yīng)用＊
：Sb為物面及其尾渦表面；S∞為外邊界面，當(dāng)外控制面距離升力體無(wú)窮遠(yuǎn)時(shí)，▽?duì)铡?；RPQ為場(chǎng)點(diǎn)P 物面上其他點(diǎn)Q的距離；?φ（Q）／?nQ為物面上Q點(diǎn)速度勢(shì)的法向?qū)?shù)，滿足物面不可穿透條件；E為格林公式參數(shù)，其值根據(jù)P點(diǎn)與物面S的關(guān)系確定，當(dāng)P在S之內(nèi)時(shí)E為0，P在S上為0.5，P在S 外為1.0.在邊界面的每一部分上，還應(yīng)滿足如下邊界條件式中：V0為遠(yuǎn)前方來(lái)流；Q1為尾渦面上的點(diǎn)；上標(biāo)＋和－分別表示在尾渦面上、下表面的值.式中：Δφ為通過(guò)尾渦面的速度勢(shì)跳
- 尾流——飛機(jī)的殺手
流由滑流、紊流和尾渦三部分組成。我們經(jīng)常談?wù)?span id="syggg00" class="hl">尾渦,因?yàn)榇笮惋w機(jī)的尾渦對(duì)后面的小型飛機(jī)影響最大。飛機(jī)飛行時(shí)在翼尖后會(huì)產(chǎn)生一對(duì)旋轉(zhuǎn)方向相反的閉合渦旋,這就是尾渦(圖1),它們會(huì)在飛機(jī)后面一個(gè)狹長(zhǎng)的尾流區(qū)里形成極強(qiáng)的湍流。在兩條尾渦之間,是向下的氣流,在兩條尾渦的外側(cè),是向上的氣流。尾渦流場(chǎng)的寬度約為兩個(gè)翼展寬,厚度約為一個(gè)翼展的厚度。尾渦的強(qiáng)度由產(chǎn)生尾渦的飛機(jī)的重量、飛行速度和機(jī)翼形狀所決定,其中最主要的是飛機(jī)的重量。尾渦強(qiáng)度隨飛機(jī)重量和載荷因數(shù)的增加,以及飛
航空知識(shí) 2001年12期2001-12-19