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湍流边界层噪声是飞机巡航过程中的主要外部噪声源,对舱内噪声水平的影响尤为重要。因此,对飞机机体表面湍流边界层噪声的研究具有重要意义。本文通过试验获得了某型民机巡航过程中的湍流边界层噪声,试飞工况为3500ft/0.78、3500ft/0.7、2500ft/0.67、1500ft/0.66。对实测数据进行分析,发现湍流边界层噪声与动压、边界层厚度等参数有关。同时,利用计算流体力学的方法得到了飞机机体表面的压力分布,并分析了压力梯度对湍流边界层噪声的影响。最后,基于工程预测方法对湍流边界层噪声进行了预测,对于不存在逆压梯度的区域,预测结果与试验结果吻合较好,仅部分频段存在一定偏差。通过对模型的参数进行优化,改善了预测结果。 相似文献
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为了探究熵层对扫掠激波/湍流边界层干扰特性的影响规律,采用仿真方法对尖鳍/钝板物理模型进行研究。结果表明:扫掠激波上游的熵层厚度随着平板前缘钝化半径的增大而增加,同时边界层厚度也随着熵层厚度的增加而增加。熵层的引入并不改变扫掠激波/湍流边界层干扰固有的准锥形相似特性,也不会改变拟锥原点(virtual conical origin, VCO)的位置,仅会改变干扰形成的上游影响线和分离线的角度。扫掠激波/湍流边界层干扰形成的锥形主旋涡和角涡的尺度随着熵层厚度的增加而增大。上游熵层的引入增大了下游扫掠激波/湍流边界层干扰区的总压损失,但扫掠激波/湍流边界层干扰自身造成的相对总压损失并不受上游熵层的影响。 相似文献
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非线性声流旋涡在加速热、质传输过程和清除固体表面积灰等方面具有显著的优势。为探究换热管声边界层外非线性声流旋涡的流场特性,采用Nyborg极限滑移速度法数值模拟了平面驻波声场和行波场中二维换热管周围的非线性声流现象。与经典Rayleigh声流的解析解对比,验证了数值方法的可行性。数值计算表明,在驻波场中,换热管处于声压波节和声压波腹位置时,换热管外分别呈现出4个和8个轴对称分布的声流旋涡结构;当换热管偏离声压波节或声压波腹位置时,换热管外的声流旋涡结构不再呈轴对称分布。滑移速度分布的波峰和波腹总个数决定了声流旋涡的个数。在行波场中,声流旋涡的流场特性与声波频率f和声压级L呈现出强的非线性依赖关系,声流强度满足:U2 max=6.95388e-72L33.50669f-0.98828。 相似文献
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二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器。宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求,这存在一定的困难。利用射流进行前体激波控制,在一定程度上可以改善流场,并提升进气道性能,但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口,不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失,因此射流控制参数的优化是一个重要问题。基于Isight软件搭建优化流程,采用Hooke-Jeeves优化方法,以射流角度、射流宽度以及射流位置作为优化变量,流量系数作为约束条件,总压恢复系数最大作为目标函数进行优化,探究了来流Mach数为6时不同射流参数对进气道性能的影响。结果表明,Hooke-Jeeves优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题,优化后的进气道能够满足流量系数的要求,射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升18%,综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升2.82%。 相似文献
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有限长管道声衬的参数优化设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文应用已经过验证的有限长管道声学模型进行声衬参数的优化设计,研究了固定工况下,优化半径、声衬长度和声衬位置对阻抗优化参数的影响,其中声衬长度和声衬位置对阻抗优化参数的影响和应用无限长管道声学模型进行优化设计时的影响明显不同.本文讨论得到的结论对声衬参数优化设计有重要的指导价值. 相似文献
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针对高超声速飞行器飞行过程中存在的高度非线性、强耦合、参数不确定性等问题提出了一种基于滑模边界层模糊自适应的控制方法;首先将纵向模型进行精确线性化,通过引入一个滑模边界层可调参数,在边界层外施加基于正切趋近律的准滑模控制律;在边界层内,去掉准滑模控制律,采用饱和函数法设计的控制律;边界层参数用模糊逻辑系统进行在线调节,从而消除了系统处于准滑动模态时的高频抖振;仿真结果表明:该方法在保证控制系统具有良好跟踪性能的同时,具有削弱抖振的能力和强鲁棒性。 相似文献
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以超声速预混气中的斜爆轰波为研究对象,对其在来流边界层效应下的特性进行了实验研究.在马赫数为3的超声速预混风洞中,通过斜坡诱导产生了斜爆轰波.当来流的当量比较低时,预混气中产生的是化学反应锋面与激波面非耦合的激波诱导燃烧现象.此时边界层分离区中的化学反应放热将使分离区尺度显著增大,流场非定常性显著增强,激波位置剧烈振荡.当来流的当量比较高时,预混气将产生斜爆轰波.此时边界层分离区会影响到斜爆轰波起爆时的形态.在小尺度分离区下,斜爆轰波起爆时呈突跃结构(有横波);在中等尺度分离区下,流场固有的非定常性使斜爆轰波呈间歇突跃结构;在大尺度分离区下,斜爆轰波起爆则呈完全的平滑结构(无横波). 相似文献
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高超声速边界层转捩是高超声速飞行器设计的关键基础问题之一.为了研究高超声速边界层转捩, 在风洞中, 对平板模型进行了M=5的实验, 在模型中心沿流动方向使用PCB脉动压力传感器对脉动压力时间序列进行采集.文章将本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法引入高超声速脉动压力数据处理中, 发展了单点POD分析方法.经验证, 使用该方法重构数据的均方根(root mean square, RMS)峰值位置可表征转捩位置, 实用性强. 相似文献
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利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获取超声速(Ma=3.0)湍流边界层的密度分布,采用光线追迹方法计算其对应的光程差分布,并结合边界层气动光学相似律验证实验结果的可靠性.着重研究了光线入射角度对超声速湍流边界层气动光学效应的影响,并对其内在机理进行了分析.研究表明,气动光学效应对光线入射角度的依赖性源于光线在流场中的传输路径,传输路径的不同导致了光线在流场中的传输距离以及对应密度脉动互相关结果的差异.光线倾斜入射导致其在流场中传输距离增长,进而气动光学效应出现恶化.光线入射方向与壁面垂直方向之间的夹角越大,气动光学效应越显著,而且不同时刻的差异性增加,气动光学效应校正的难度增加.超声速湍流边界层中大量具有特定方向的涡结构导致了湍流边界层气动光学效应的各向异性.当光线倾斜向下游入射时,光线传播方向与流场中的涡结构具有较好的一致性,体现为此方向上密度脉动互相关系数较大,故气动光学效应比较严重.而当光线倾斜向上游入射时,相关系数较小,故气动光学效应较弱. 相似文献
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层流向湍流转捩的预测与控制一直是研究的前沿热点问题之一,其中感受性阶段是转捩过程中的初始阶段,它决定着湍流产生或形成的物理过程.但是有关三维边界层内感受性问题的数值和理论研究都比较少;实际工程问题中大部分转捩过程都是发生在三维边界层流中,所以研究三维边界层中的感受性问题显得尤为重要.本文以典型的后掠角45?无限长平板为例,数值研究了在三维壁面局部粗糙作用下的三维边界层感受性问题,探讨了三维边界层感受性问题与三维壁面局部粗糙长、宽和高之间的关系;然后,考虑在后掠平板上设计不同的三维壁面局部粗糙的分布状态、几何形状、距离后掠平板前缘的位置以及流向和展向设计多个三维壁面局部粗糙对三维边界层感受性问题有何影响;最后,讨论两两三维壁面局部粗糙中心点之间的距离以及后掠角的改变对三维边界层感受性的物理过程将会发生何种影响等.这一问题的深入研究将为三维边界层流中层流向湍流转捩过程的认识和理解提供理论依据. 相似文献
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eN方法基于扰动在边界层中线性演化过程中的幅值增长程度来预测转捩。以来流Mach数为6、不同壁面温度条件下不同钝度圆锥为研究对象,结合直接数值模拟和抛物化稳定性方程,从eN方法是否能够准确描述扰动在上述边界层中线性增长的角度,分析了该方法预测转捩的可靠性。研究结果表明,在小钝度或高壁面温度情况下,扰动在向下游的演化过程中从第1模态转变为第2模态,基于线性稳定性理论的eN方法变得不再可靠。壁面温度相同,头部钝度越大,eN方法越可靠;同等钝度下,壁面温度越低,eN方法越可靠。由于存在模态转换时,线性稳定性理论总是低估扰动的增长,因而对于给定的转捩判据NT(可由某一工况实验标定给出),若钝度减小或壁面温度增加到一定程度,eN方法给出的转捩位置比实际情况更靠后。重新标定转捩判据时,钝度越小,壁面温度越高,NT的修正程度就越大。 相似文献