尾涡_参考网

多机型组合下的尾流遭遇仿真研究

向涡旋。随着前机尾涡的不断演化与下沉,机翼后缘会产生较大的诱导力,后机若在此刻进入前机的尾涡流场,机翼会被不断施加诱导力,导致升力急剧变化,从而使机体发生过度的滚转、俯仰,甚至失控。国外率先对尾流遭遇风险进行研究,Speijker等[1]提出使用诱导滚转角速度的大小来计算后机遭遇尾涡的影响。Campos等[2]将最大滚转角速度作为评价尾涡遭遇严重程度的指标,提出了一种关于前机尾流对后机滚转稳定性影响的理论。Visscher等[3]提出了一种用于地面附近尾涡

科学技术与工程 2023年31期2023-12-08

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

间隔的主要因素是尾涡强度,而尾涡主要产生在翼尖位置,在翼尖安装翼梢小翼可以阻挡下翼面气流经过翼尖位置向上翼面流动,减小机翼外段的尾涡脱落,从而实现减小尾涡强度的效果。目前民航客机安装的翼梢装置大多为融合式翼梢小翼[6]。融合式翼梢小翼可以实现机翼到小翼的光滑过度,减小机翼和小翼之间的气动干扰,增加翼尖抗弯和抗扭的强度。同时,飞机尾涡演化和消散受到气象环境参数(大气湍流耗散率、大气层结稳定度、风速等)的影响。中国现行的尾流间隔标准是在尾流不易消散的气象环境参

科学技术与工程 2023年30期2023-11-23

自由射流涡环的形成演化及空化现象

图4（b），第一尾涡脱离主涡及射流，第二尾涡开始形成。3.61 s时，如图4（c），第一尾涡与主涡融合，第三尾涡与射流脱离，第四尾涡开始形成，涡环间的融合会伴随着能量与动量的交换，破坏了射流涡环的稳定性。4.13 s时，如图4（d），涡环融合带来的影响开始显现，涡环的稳定性变差，中心轴两侧涡环的轴向运动速度开始变得不一致，涡环的对称性遭到破坏。4.70 s 时，如图4（e），第二尾涡与主涡融合完成，第三尾涡进入主涡区开始与主涡融合，尾涡之间也开始相互融合，

科学技术创新 2023年25期2023-11-20

基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算

的一对反向旋转的尾涡，有空间尺度大、旋转切向速度高、持续时间久等特点。尾涡流场的存在会影响后续飞机的飞行姿态，甚至引发飞行事故，国际民航组织制定了尾流间隔标准来预防尾流造成的飞行事故。随着航空工业的发展，航班流量不断增加，机场容量的提升成为航空运输发展中迫切需要解决的问题。但尾流间隔过大将限制机场容量增加，因此建立尾流间隔预测系统，合理地缩减尾流间隔是提高机场容量、缓解航空压力的关键。在这样的现实背景下，对飞机尾流的研究在近年来得到了不断发展和完善。基于计

空气动力学学报 2023年5期2023-06-16

基于滚转力矩系数的尾涡简化危险区计算分析

向相反的旋涡，即尾涡。由于尾涡是影响飞行安全的重要因素，大量学者对其进行广泛而深入的研究，主要包括尾流形成与消散、后机遭遇尾流与后机对尾流的响应、安全间隔标准等方面[1]。学者们从飞机投入运营起便开始研究尾涡，积累了大量的研究成果。Crow等[2]通过大量的观测和实验，研究了尾涡的生成及耗散机理；Greene等[3]建立了第一个尾涡耗散模型，Greene模型；Holzäpfel等[4]通过数值模拟综合考虑风、湍流及地面效应的影响，提出了两阶段尾流耗散(P2

兵器装备工程学报 2023年3期2023-04-03

不同侧风类型影响下的飞机尾涡数值模拟研究

，侧风可以迅速将尾涡吹离跑道反而能减少了飞机进近阶段所需的着陆间隔距离，提高了机场的空域容量。侧风对尾涡的扰动十分复杂，包括输送以及对涡强度和衰减率的明显干扰，由于进近阶段各种阻力和湍流的影响，以及温度变化的影响，复杂和非线性的风切变梯度侧风在大气边界层的最低高度很常见，因此对侧风场中尾流的演变与探测进行更详细的研究是必不可少的。中外学者借助计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法对飞机尾流做了较为深入的研究。

科学技术与工程 2023年4期2023-03-15

近地阶段ARJ21飞机尾流遭遇安全性研究

21飞机遭遇前机尾涡的响应研究，这就导致了实际管制运行中ARJ21飞机由于缺乏遭遇尾流风险评估而与前机保持较大的尾流间隔，大大限制的机场的起降能力和运行效率。国外学者对尾流研究起步较早，Crow[2]提出了Crow长波不稳定理论；Greene[3]以此为基础建立了全球第一个尾涡强度消散模型Greene消散模型，其他学者根据探测数据和分离涡演变机理分别提出了APA、TDAWP、D2P、P2P和三阶段消散模型等[4-6]，并以此建立了尾流安全间隔。欧盟从200

科学技术与工程 2022年30期2022-12-05

端到端的飞机尾涡特征参数估计*

达已被证明是探测尾涡最有效和最灵活的工具，且已经有大量团队应用相干激光雷达对各种大气环境条件下尾流展开了观测实验[6～7]。通过尾流精确测量，如果能够对其进行识别，就可以在保证后续飞行安全的同时，实现飞机间隔调整。为了解决这个问题，人工智能技术的发展将为我们提供一个可行的方案，其包括被广泛应用于目标识别和图像处理的机器学习和深度学习（DL）模型[8]。最近研究[9～10]表明它们可以提供基于流场的精确涡旋识别，然而这些研究并没有进一步给出对尾流特征参数的量

舰船电子工程 2022年9期2022-11-05

编队飞行中基于危险区域的后机最优位置研究

时，后机利用前机尾涡的上洗气流，增大升力，减小阻力，从而节约燃油，达到节能减排的目的。20世纪90年代开始，国外开始进行密集飞行编队研究。Hartje 等[3-4]使用GPOPS 对编队航线进行优化，计算多机编队时飞机的集结点和分离点，并用算例验证编队飞行的节油效果。2021年，空客公司使用两架A350 飞机进行纵向距离3000 m 的编队飞行试验，将全程耗油量减少了5%。国内，谷润平等[5]使用诱导滚转力矩系数和多目标评估模型优化分析了编队飞行中的最佳编

交通运输系统工程与信息 2022年5期2022-10-29

改进螺旋桨敞水性能预报的泰勒展开边界元法

面和桨毂表面)、尾涡面SW和外边界面S∞组成，且边界的法向量指向域内，如图2所示[15]。图2 升力体及其周围流场Fig.2 Body and flow field around it(1)同时满足以下边界条件：1)在物面上满足法向速度为零的运动边界条件：2)假设尾涡面的厚度为0并通过它没有法向速度跳跃和压力跳跃，即：式中下标+、-表示尾涡的上下面。3)当外边界面极远时,其上的扰动速度趋于0：故扰动势满足的定解问题为：(2)将边界条件式(2)代入式(1)，

哈尔滨工程大学学报 2022年7期2022-08-17

基于雷达探测数据的ARJ21尾流遭遇响应研究

型，用于预测飞机尾涡在实际环境条件(湍流、侧风、逆风、切变效应和地面效应)下的耗散情况。国内在尾流遭遇方面也有比较多研究，本文作者[7]曾通过综合考虑飞机自身稳定性和操纵特性以及飞行员反应时间,提出了飞机尾流遭遇的动态响应模型;HU[8]进行了飞机尾流遭遇响应与危险性评估方法研究；ZHAO等人[9]通过构建飞机尾流遭遇强度消散和诱导滚转力矩系数模型，对航空器尾流重新分类标准进行了安全性评估。国内外对后机遭遇前机尾流已经进行了大量研究，但是由于缺乏ARJ21

激光技术 2022年4期2022-07-11

ARJ21飞机尾涡在侧风条件下的近地演化数值模拟

降过程中，前机的尾涡可对后机的起降造成较大的安全隐患。为此，在相同跑道上起降的飞机要保证一定的最小安全间隔(民用航空管理领域称为尾流间隔)，从而保障后机不处于前机尾涡的危险区域。因此，尾流间隔限制了单位时间内机场航班起降的数量，是制约机场容量的重要因素之一。另一方面，飞机尾涡的演化和消散规律与气象条件有较大关系，而中国当前的尾流间隔标准是根据不利于尾流消散的气象条件制定的，因而有一定的缩减空间。目前一些发达国家，例如美国、欧盟、日本等考虑了不同机型以及大气

航空学报 2022年5期2022-07-04

侧风影响下的CSPRs飞机离场尾流运动研究

系统研究，分析了尾涡运动情况、也对尾涡的研究方法做了系统总结。Wakim A[6]研究了地面效应中尾涡对的动力学问题，也对涡的演化过程进行了数值模拟。国内方面，周彬[7]分析了侧向风速对飞机尾流运动的影响程度。魏志强[8]分析了不同侧风条件下的尾涡参数、尾涡下降及侧向运动。谷润平采用CFD方法构建了机翼模型进行仿真，得到了不同侧风情况下的尾涡演化规律和发展趋势。综上所述，国内外学者对侧风影响下的尾流运动情况有了一定研究，但对民航常用机型离场尾流运动情况研究

价值工程 2022年9期2022-03-14

轴系纵振诱发的螺旋桨轴承力特性研究

，三是建立时变的尾涡数学模型。下面分别介绍。图1 轴系振动与三个坐标系示意图Fig.1 The schematic of shaft vibration and three coordinate systems在轴承力计算中，需要考虑从叶片随边泄露出的尾涡影响。对尾涡的建模主要考虑尾涡的强度和尾涡的形状。对于传统的桨毂不随轴系振动的螺旋桨，尾涡的形状通常假定为螺旋面，即线性尾涡。尾涡泄露的强度通常按Morino 库塔条件[14]或压力库塔条件处理[15-1

船舶力学 2022年2期2022-03-03

不同迎流攻角下正三角柱流致振动数值模拟研究

0°时观察到2S尾涡模式，α=60°出现了P+S和2P尾涡模式。类似地，Zhang等[12]在等边三角柱(边垂直迎流)的流致振动试验中也观察到涡振和驰振响应模式，并且在涡振到驰振的过渡区域发现了涡振-驰振转变分支，该分支发生在7.8结合以上综述可以发现，目前对三角柱流致振动的系统研究仍比较少。本文对不同迎流攻角下正三角柱的流致振动进行数值模拟研究并对以下3个关键问题给出解答。①不同迎流攻角下三角柱振动响应和频率随折合流速将出现怎样的变化。②为什么升力系数偶

振动与冲击 2022年3期2022-02-22

湍流强度对非对称粗糙带圆柱流致振动影响的研究

TC 单圆柱，在尾涡图中可以看出此时上游圆柱脱落的涡会碰撞到下游圆柱，然后继续脱落，下游圆柱没有其他旋涡产生，所以其整体振幅会偏小。在上分支（40 000＜Re＜80 000），所研究的两圆柱振幅比较初始分支有所增大，单圆柱到达0.7～1.5之间，下游圆柱到达0.2～1.3，下游圆柱的振幅比依然要小于单圆柱。在低湍流强度下（I≤1%），湍流强度对圆柱振幅比的影响不明显，但当湍流强度增大至中等湍流强度（I=5%）时，其正负向振幅比较其他湍流强度轻微减小，这与

船舶力学 2022年1期2022-02-10

基于蒙特卡洛仿真的高空尾涡运动特性

机不慎进入前机的尾涡流场时，可能会发生失速、滚转、急剧俯仰等危险情况，严重威胁飞行安全[2]。近年来，空域繁忙程度的增加以及空域资源的日趋紧张使得充分利用高空资源越来越迫切，其中尾涡遭遇问题是高空飞行高度层垂直间隔缩减的重要限制因素。空中交通流量的持续增长对空域利用效率提出更高要求。我国在8 900～12 500 m的平飞巡航高度区间内实施缩小最低垂直间隔(reduced vertical separation minimum, RVSM)，将飞行高度层之

空军工程大学学报 2021年5期2021-12-22

理想状况下涡流发生器尾涡特性

涡流发生器本身的尾涡特性展开研究.鉴于此，在文献[8]的基础上,文中设计安装边长依次为2，3，4 cm的涡流发生器，采用大涡模拟与PIV测量相结合的方法，对叶片的安装角度、叶片高度和安装边长度及外界水流速度对尾涡特性的影响进行研究，为涡流发生器在水力学中的应用提供一定参考.1 试验设备与方法1.1 试验设备试验平台主要由试验水槽、水泵、涡流发生器、水箱和粒子测速平台等组成，见图1，其中试验水槽为一个长2 500 mm，宽150 mm，高250 mm的长方体

排灌机械工程学报 2021年11期2021-12-06

侧风影响下航空器尾涡LES 数值模拟

。当后机进入前机尾涡流场中时，会发生滚转、失速、俯仰等危险情况，严重影响航空器的运行安全。因此研究飞机起降过程中不同侧风速度下航空器尾涡演变规律有着十分重要的意义。在风洞水洞实验的基础上，国内外学者多采用数值模拟的方式对尾涡进行仿真，并取得了一定的研究成果[1-9]。Breitsamter[1]进行了风洞实验，使用五孔探针对尾流流场变化进行探测，分析了相邻主涡合并过程和上卷过程，将飞机尾流细化为6 种形式。Olsen[2]提出了尾流的拖曳水池试验观测方法,

西华大学学报（自然科学版） 2021年6期2021-11-20

配对进近尾流安全间隔优化研究

特性分析2.1 尾涡遭遇安全性分析近距平行跑道(CSPR)是指两平行跑道的中心线间隔小于或等于760(2500ft)米的平行跑道。平行跑道根据跑道入口是否内移又可分为错列式平行跑道和对齐式平行跑道。其配对进近运行模式如图1和图2所示。图1 错列式跑道构型下进近示意图图2 对齐式跑道构型下进近示意图国内飞机下降时通常保持3°下滑角，且国内大多数平行跑道为错列式平行跑道，因此本文的研究重点是错列式平行跑道。飞机通过最后进近定位点以后，通过阶段性减速到达飞机着陆

计算机仿真 2021年2期2021-11-17

飞机尾喷流诱导速度建模与仿真

研究。建立了飞机尾涡模型以及尾喷口喷流模型，并仿真了飞机流场中的诱导速度。然后应用CFD（computational fluid dynamics）对飞机的流场进行计算，并将CFD计算结果与尾喷流模型计算结果进行对比。仿真对比结果表明：飞机尾后100 m区域内，尾涡模型计算结果误差较大，此时应采用CFD对尾流场进行计算；而在尾后100 m区域外尾涡模型与CFD计算结果较为一致，尾涡模型的计算结果能够达到精度要求。尾喷流；诱导速度；尾涡模型；喷流模型；CFD

红外技术 2021年10期2021-10-22

高空巡航阶段的飞机尾涡流场演化特性研究

机在飞行中产生的尾涡流场是飞行安全的重要危害之一，近年来发生了多起飞机在高空巡航阶段飞行时遭遇前机尾流的不安全事件[1-2]。国外研究者[3-4]对尾涡安全间隔展开研究，评估了飞机起飞及着陆阶段所需最小安全间隔。在尾涡消散方面，国外研究者通过建立复杂的数学模型来描述尾涡消散机理。Holzäpfel等[5]建立两阶段尾涡消散模型来计算尾涡强度的衰减情况。Sarpkaya等[6-7]认为尾涡的消散主要取决于大气层结稳定性和大气湍流度，而与雷诺数关系不大。Pro

空气动力学学报 2021年4期2021-09-17

特征时间对剪切稀化流体气泡上浮特性的影响

变为球帽形时，其尾涡尺寸变得较大。Vahabi等[13]采用weakly-compressible smoothed particle hydrodynamics（WC-SPH）法研究了气泡在剪切稀化流体的上浮过程，发现随着流体剪切稀化程度的增强，气泡逐渐从球形变为下端带裙状的帽形气泡，在气泡周围出现了低黏度区域。张菊[14]通过实验也发现了同样的现象，她还指出剪切稀化特性使气泡上浮过程的阻力减小、速度增大。Oshaghi等[15]采用VOF（volume

化工进展 2021年5期2021-05-31

侧风影响下简化配对进近安全区域研究∗

特性研究3.1 尾涡强度模型航空器飞行过程中，产生升力的机翼上下翼面形成压力差，气流由下翼面流向上翼面，进而在翼尖处形成尾涡。国内外学者已建立了多种尾涡模型，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尾涡模型计算简单并能精确描述尾涡的切向速度，因此使用该模型计算尾涡切向速度［20］。其模型如下：式

舰船电子工程 2021年4期2021-05-25

降雨条件下飞机尾涡演化数值模拟研究

汉618307）尾涡是飞机产生升力的副产品，是一对反向旋转的涡流。当后机遭遇前机的高强度尾涡时，会对其飞行姿态产生不可忽视的影响，如发生滚转，使其无法改出，这对处在起飞和降落阶段的后机来说是致命的。因此，尾流影响着机场容量与进近阶段的飞行安全[1]。国际民航组织规定了相对保守的尾流间隔，其制定依据主要是基于常见的气象条件对尾涡演化的影响规律，如中等或较弱强度的大气湍流和温度分层等干净大气条件。为了缩减尾流间隔，数值模拟方法被应用到尾涡演化的研究中，Gerz

南京航空航天大学学报 2021年2期2021-05-06

基于SVM的激光雷达飞机尾涡识别方法

尾流也被称为飞机尾涡，能够在空中较为稳定的存在一段时间[2]。当后机遭遇尾流时，由于飞机周围空气状态发生变化，气动性能会受到影响，严重时可能会发生滚转、掉高度、失速等情况[3-4]。对飞机尾流的研究是保障飞行安全的前提，研究飞机尾流的常用方法包括基于计算流体力学 (CFD)的数值模拟、风洞试验和实地探测等方法[5]。Hallock等[6]在英国希思罗机场进行飞机尾流探测实验时，发现大型飞机尾涡消散和小型飞机与在低雷诺数风洞试验中的结果存在差异。Harris

兵器装备工程学报 2021年4期2021-05-06

一种CSPRs 起飞尾流安全间隔动态缩减方法

定理[10]得到尾涡初始环量以及涡间距为式中：l 为前机升力；ρ 为空气密度；V 为航空器速度；s 为机翼载荷因数（与机翼形状有关，椭圆形机翼可取π/4）；b 为翼展；Γ0为初始环量；b0为初始涡间距。考虑到民用航空器在起飞过程中的过载系数较小，本文参考BADA 数据库中的航空器性能数据，航空器离地时过载系数ny一般较低，此处取1.1，以此计算航空器升力。其中，过载系数是指飞机所受除重力以外的外力总和同飞机重力的比值，由此得到升力与航空器重量W 的关系如下

华东交通大学学报 2021年1期2021-04-24

基于YOLO的人工智能飞机尾涡识别研究

行过程中都会形成尾涡，这是由于飞机机翼上下表面压力差产生的，它是飞机升力的一个副产物，是无法避免的。20 世纪70年代初发生了世界上第一起航空器因为遭遇尾涡而失事坠毁的事故，当时遇难飞机跟进一架波音747，在不慎遭遇前机尾涡后因操纵失控发生空难[1]。2001，美国航空公司587航班因遭遇了两次强烈的前机尾涡[2]，出现大坡度，又因进入前机尾涡下洗区，尾翼与机身脱落，导致飞机坠毁。2012年9月14日，维珍澳洲(Virgin Australia)一架波音7

兵器装备工程学报 2020年11期2020-12-16

不同雷诺数下二维翼型尾涡脱落的流动分析

型在低雷诺数下的尾涡脱落特性，可以加深对翼型绕流及分离形态的认识，对改善翼型在低雷诺数下的气动性能具有积极意义。Genç等[7]通过热线实验和烟线实验，对NACA4412翼型在3种低雷诺数下的流动分离和尾涡脱落现象进行观察，发现分离泡随着翼型攻角的增加不断向前缘移动，伴随着翼型升力的不断下降。O’Meara等[8]研究了8°～12°攻角下雷诺数Re为50 000～200 000时的NACA663-018翼型，发现雷诺数和扰动环境对翼型压力分布有较大影响。A

华南理工大学学报（自然科学版） 2020年10期2020-12-03

斜流与螺旋桨尾涡联合作用下舵表面脉动压力

时也会对螺旋桨的尾涡及尾流场产生影响，螺旋桨的尾涡不再对称地沿螺旋桨轴线两端发展，这会导致舵表面原有的受力情况发生改变。张文照等[2]发现在大攻角的情况下，攻角引起的螺旋桨进速降低，会导致螺旋桨的推力和扭矩随着攻角的增大而增加。文献[3-5]的研究均表明随着角度的增加，螺旋桨的水动力系数不断增加。常欣等[6]的研究结果表明斜流下桨叶表面的压力分布是不均匀的。螺旋桨的尾涡会引起流场的改变[7]，并在水动力性能、空泡性能、激振力和噪声扮演者重要角色[8]。Mu

哈尔滨工程大学学报 2020年8期2020-11-13

基于k最近邻的激光雷达飞机尾涡识别

干激光雷达对飞机尾涡进行探测，并通过理论分析和实验结果相验证［7］。HARRIS等人使用连续波激光雷达对飞机尾涡进行探测［8］。XU等人从对称性、展宽性以及反比性3个特性来分析尾涡识别方法［9］，但未使用实地探测的数据进行验证，且判定是否存在尾涡时，需要对3种特性的设定门限值，在实践过程发现门限值较难设定。传统飞机尾涡刻画模型考虑的是飞机尾流影响区域产生的切向速度，这与激光雷达所探测到的径向速度有所区别。其次，传统尾涡刻画模型在较为均匀的风场下与实际尾流数

激光技术 2020年4期2020-07-08

仿生胸鳍的三维尾涡结构与参数影响分析

翼更加复杂，胸鳍尾涡结构的关键特征究竟是什么还有待研究。Suzuki等[9]开发了仿黑鲈鱼机械胸鳍推进系统，并开展实验研究工作，分析胸鳍的瞬时以及时均水动力特性。Li等[10]利用FLUENT软件及其动网格技术分析了胸鳍非定常运动尾流场中流向、展向系列切片上的涡的脱落和耗散过程。Lauder等[11]和Bozkurttas等[12]试验观测了太阳鱼稳定游动状态下的胸鳍几何和运动学数据，并进行与试验相匹配的数值模拟以提供详细的流场和水动力定量信息。陈宏等[1

海洋工程 2020年1期2020-04-10

基于大涡模拟的航空器近场尾涡分布特性

数值模拟方法研究尾涡自卷起至发展过程中传播、下沉情况，分析其衰减特性，左右涡之间的相互诱导作用，以及尾涡下沉到距离地面一定高度下地面效应影响，并将实验结果与风洞实验进行对比分析[1-2]。Misaka等[3]、Jimenez等[4]和Tabor等[5]研究了改变模拟的边界条件、网格分辨率等实验参数对产生尾涡尺度的影响，进而对后机造成的影响；Ahmad等[6]研究了尾涡遭遇侧风影响下其生命周期内的变化情况，以及对随后飞机的潜在风险。中国对数值模拟方法的研究相

科学技术与工程 2020年3期2020-04-08

近距平行跑道离场尾流间隔优化研究

道，航空器可能受尾涡影响时，平行跑道离场航空器的放行间隔应当按照为一条跑道规定的放行间隔执行[1]。因此对于近距平行跑道，国内机场运行仍主要是一起一降的运行模式，限制了机场容量的增长以及未发挥出来近距平行跑道对机场容量增长的作用。然而，目前FAA在西雅图机场等国际机场都已运行了相关运行模式。因此，为了发挥近距平行跑道优势，国内外众多学者对相关运行模式下尾涡风险进行了研究。J.N.Hallock[2]对近距平行跑道上的尾流进行了相关研究，计算消散所需时间。J

兵器装备工程学报 2020年2期2020-03-23

随轴系做复杂空间运动的船舶螺旋桨水动性能计算

；三是建立时变的尾涡数学模型。1.1 轴系复杂空间运动的数学模型图2 轴系振动与三个坐标系示意图Fig.2 The schematic of shaft vibration and three coordinate systems坐标系oxyz与坐标系ox1y1z1的关系可以用投影角法表示[14]，如图3所示。设螺旋桨的自旋轴ox在x1y1和x1z1平面上的投影线与ox1轴的夹角为θy和θz。θy和θz称之为投影角。坐标oxyz与坐标系ox1y1z1的关系

船舶力学 2019年8期2019-08-21

V锥节流装置内气液分层流动特性数值模拟

分析2.1 锥尾尾涡特性2.1.1 尾涡基本特征当来流为单相气体时,如图5(p=0.2 MPa,Usg=5.71 m·s-1,Usl=0)所示,单相气体流经V锥,在喉部形成环形射流,射流撞击壁面,发生反弹,并在喉部下游一定距离处射流速度达到最大;在射流剪切作用下,V锥锥尾区域压力梯度变化较大,锥尾下游出现了尾流,形成了尾流漩涡(尾涡),尾涡涡心速度较低。流动速度在尾涡下游端点附近达到最小,沿流动方向速度接近于0处的位置即为尾涡的下游端点。尾涡尺度较大,长度

中国石油大学学报（自然科学版） 2019年3期2019-06-27

某电动SUV尾翼优化方案分析

向控制，从而控制尾涡结构，降低风阻。本文将重点介绍某电动SUV车型（配置悬浮式尾翼代替传统尾翼）实现降阻的过程、遇到问题的解决办法及原理探究。1 背景介绍1.1 传统尾翼与赛车上的尾翼不同，SUV车顶末端的尾翼设计主要起到疏导气流、改善尾部流场的作用，因此也被称为后扰流板。由于后扰流板对顶部气流方向的控制，所以尾翼能够较有效地引导顶部气流分离，延长分离点，同时通过控制其上表面的角度可直接控制车顶高速气流的出射方向，进而改变尾涡结构，控制整车风阻系数。传统S

汽车工程学报 2019年6期2019-04-07

飞机尾涡流场参数的仿真计算方法研究综述

、高度逐渐降低的尾涡流场[1]。尾涡流场的演变与消散对飞行安全和机场终端区运行效率有重要影响。当后方飞机误入前机的尾涡流场中时，在诱导下洗速度作用下，可能会发生倾斜、滚转、失速、急剧俯仰等影响飞行轨迹和操纵性的危险情况，处置不当极易发生飞行事故[2]。前后飞机之间的尾流安全间隔取决于前机尾涡强度、大气环境和后机操控能力。现行的尾流间隔标准基本是在20世纪60年代建立的，它将航空器按照最大起飞重量来进行分类，然后给出不同类别组合下的间隔标准。这些标准不仅保守

空气动力学学报 2019年1期2019-03-19

三维摆动水翼仿生推进水动力分析

伴有较大的噪音和尾涡。这对水下潜器来说都是负面的影响，此时仿生学的概念被大量提起。鱼类经过上亿年的进化，无论是身体形态结构还是运动方式都完美适应了环境。相比于螺旋桨推进系统的种种缺陷，仿鱼类水下潜器有良好的推进性能和操纵性能，可以高速游动并且姿态也可以随意控制，因此，比传统推进器具有更大优势的仿生推进器成为推进领域中的一个研究热点[2−3]。1971年，Lighthill[4]提出了“大摆动细长体理论”，考虑了尾翼任意摆动幅度的运动，侧向位移较大，并对鱼的

应用科技 2019年2期2019-03-15

空中交通尾流间隔标准的安全性评估分析*

跟随后机侵入前机尾涡流场可能导致的俯仰、滚转、失速等危险情况，国内外民航管理机构基于实践经验将航空器按照最大起飞重量进行分类，给出不同类别组合下的间隔标准[1]。由于同一类别中包含的各个机型在几何尺寸、气动特性、飞行限制等方面存在较大差异，使得按间隔标准运行时的安全余量也不尽相同[2-3]。开展针对现行尾流间隔的安全评估，是预测间隔缩减潜力、识别潜在的间隔缩减途径、确定可接受安全水平的技术基础。前后飞机之间的尾流安全性取决于前机尾涡强度的消散情况和后机遭遇

中国安全生产科学技术 2018年12期2019-01-05

重型牵引列车尾流结构特性分析

很大程度上取决于尾涡的结构特性。研究表明，重型牵引列车尾部气动阻力约占整车气动阻力的20%～25%[1-3]。同时，随着智能化和自动化驾驶技术的快速发展及日趋成熟，队列行驶作为车队提高运输效率的主要措施，可有效减少燃料消耗和废气排放并保障交通安全[4]。车辆队列行驶减阻的主要原理是缩短相邻两车行驶间距，后车（正压区）进入前车的尾流负压区，在距离合适的情况下减小了前车的负压值，两辆车的流场发生相互影响，达到整体减阻的效果，这对降低整车及车队整体风阻研究尾流的

汽车工程学报 2018年6期2019-01-03

基于尾涡强度的无人机与民机纵向安全间隔评估研究*

机飞行过程产生的尾涡(Wake Vortex)会导致尾随运行的其他航空器发生失速、滚转等不稳定现象，而无人机体型小、重量轻，一旦闯入尾涡流场，在诱导速度影响下失控后将发生解体，运动的机体碎片在尾涡场中极易被吸入发动机或与民机发生碰撞，严重危及航行安全。因此，考虑尾涡运动理论，建立无人机与民机安全间隔评估的有效模型是有必要的。目前，国内外对于无人机安全间隔的评估研究还处于概念阶段，尚未形成成熟的评估理论和方法。在民航领域，安全间隔评估始于20世纪60年代的R

中国安全生产科学技术 2018年10期2018-11-01

基于激光雷达回波的动态尾涡特征参数计算

于飞机翼尖产生的尾涡，对尾涡特征参数的分析有助于提高机场跑道利用率、减少飞机延误，而通过激光雷达探测特定区域内的尾涡并解算其特征参数是一种重要的研究手段。Rahm等[1]利用机载多普勒雷达测量大型飞机在自由大气中的尾涡，通过对探测数据的处理得到尾涡运动轨迹。徐世龙等[2]从飞机尾涡激光探测的总体要求出发，设计了尾涡相干激光探测系统的结构与参数。牛凤梁等[3]对降雨条件下飞机尾流的雷达特性进行研究，得到尾流中雨滴数密度分布特性，基于某雷达参数通过信号处理得到

武汉科技大学学报 2018年5期2018-10-08

单旋翼植保无人机翼尖涡流对雾滴飘移的影响

于3 m/s时，尾涡飘向机身下方未形成螺旋形尾涡。但当无人机飞行速度大于3 m/s后，机身下方的旋翼旋涡在前方来流与尾翼气流的共同作用下，形成2个逐渐向后旋转扩散的螺旋形尾涡，且飞行速度越快，螺旋形尾涡的高度也会随之增高，旋翼流场变得越复杂。显然，该螺旋形的尾涡将诱导机身下方雾滴产生向上的运动，从而使雾滴产生飘移。图10为无人机飞行速度7 m/s时不同时刻下，尾流结构变化的速度云图。从图中可知，当t=0.1 s(图10a)时，涡量分布呈同心圆状向后扩展，当

农业机械学报 2018年8期2018-08-31

干扰板作用下飞机尾涡流场近地演变机理研究

机在飞行中产生的尾涡流场会影响跟随后机的安全。统计表明，绝大多数的尾涡遭遇事件发生在离地30～60 m的近地阶段，因此设计出相应的尾涡干扰措施可以加快尾流消散，提高飞行安全性和机场运行效率。在近地阶段尾涡运动与消散机理方面有不少研究成果。 Holzäpfel等[1-2]采用数值模拟方法分析了近地尾涡在侧风扰动下的运动与消散规律。Proctor[3]采用大涡模拟(LES)方法研究近地尾涡发现，在侧风影响下当其中一个涡迅速衰减时，另一个涡的持续时间会大大超出典

武汉科技大学学报 2018年2期2018-04-04

基于尾气排放控制尾涡的新型减阻方法研究

约有91%取决于尾涡[1]。汽车行驶时尾气排放会影响尾涡，因此，通过汽车尾气排放控制以改善尾涡，进而达到降低气动阻力的目的具有重要实际意义。国内外学者对气流喷射以改善尾涡的减阻方法进行了一定的研究[5-11]。然而这些研究均采用添加附加装置来喷射气流以改善尾涡，成本较大且没有深入的对瞬态过程进行研究。对此，本文基于某微型客车，通过瞬态计算分析不同时刻下尾涡、压力系数与气动阻力系数之间的关系，提出控制尾气排放以改善尾涡的减阻方法，然后基于UDF技术，采用定常

空气动力学学报 2018年1期2018-03-09

涡流发生器对高负荷压气机叶栅角区分离影响的实验研究

生器通过其产生的尾涡改变通道内的旋涡结构，加强端壁区的低能流体与主流的掺混，抑制角区分离的形成进而达到了改善流动的效果。相对于原型叶栅，在-3°～3°迎角下加入涡流发生器后损失系数降低了5%～14%，气流转折角提高2.49°～3.15°。相对于方案A，涡流发生器远离吸力面0.15倍栅距时，角涡强度增强，气动性能下降；反之，接近吸力面0.15倍栅距时会增加角区额外损失，其流动控制效果较差。高负荷压气机叶栅；流动控制；涡流发生器；角区分离；周向位置0 引言新

实验流体力学 2017年6期2017-12-26

飞机尾涡演变及快速预测的大涡模拟研究1)

60周年专栏飞机尾涡演变及快速预测的大涡模拟研究1)林孟达 崔桂香2)张兆顺 许春晓 黄伟希(清华大学航天航空学院，北京100841)随着我国人民生活水平的提高，航空运输的重要性与日俱增，航班延误问题也日益严重.尾流间隔(保障后机不受前机尾流影响的最小安全间隔)是制约机场效率的关键因素.针对这一工程应用问题，采用大涡模拟方法研究飞机尾涡在大气中的演变特性.研究工作首先发展了飞机尾涡演变的大涡模拟方法，将自适应网格技术应用于飞机尾涡演变的大涡模拟，大幅减少所

力学学报 2017年6期2017-12-18

涡轮桨搅拌槽内湍流特性的V3V实验及大涡模拟

流场的重构；探讨尾涡的三维结构及运动规律；分析了叶片后方 30°截面轴向、径向和环向速度沿径向分布规律。用V3V实验结果对比了2D-PIV（particle image velocimetry）数据中的尾涡涡对位置和涡量，涡对位置吻合度较好，但2D-PIV中涡量较V3V小37.5%；通过大涡模拟得到完整的尾涡结构，发现在叶片上边缘后侧存在一个和尾涡形成方式相同但不成对出现的涡结构；将大涡模拟结果和2D-PIV及V3V实验结果对比发现，大涡模拟在速度分布及尾

化工学报 2017年11期2017-11-22

新概念机翼尾流特性实验

消散时间长的飞机尾涡，严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性，提出一种新概念飞机襟翼布局，通过水槽实验发现：新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用，不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考，在满足飞行力学设计的基础上，合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散，提高机场飞机起降效率。飞机尾涡； Rayleigh-Ludwieg不稳定性；

航空学报 2017年4期2017-11-17

球形气泡界面变化对尾涡性质和尺寸的影响

形气泡界面变化对尾涡性质和尺寸的影响费洋，庞明军（常州大学机械工程学院，江苏省绿色过程装备重点实验室，江苏常州213164）利用计算流体力学法研究了中等Reynolds数下（25≤≤500）气泡界面污染程度对其尾流的影响。借鉴圆球绕流和停滞帽模型，提出了一种模拟中等Reynolds数下受污染球形气泡尾流的三维模型，气泡界面污染程度取决于帽角（）的大小，帽角越大表示气泡表面污染程度越小。研究发现：=25～200时，污染程度的减小会减小尾涡长度（）、分离角（）

化工学报 2017年9期2017-10-13

混合式CRP空泡性能模型试验研究

，试验结果表明，尾涡运动较强的尾流会将尾涡运动较弱的尾流卷入，同时保持自己原有的运动轨迹下泄，而当两者尾涡运动强度相当时，尾流运动轨迹有较大程度的融合。混合式CRP；空泡水筒；模型试验；转速比；空泡性能；尾流在全球经济不断发展的同时，所面临的环境保护问题也日益突出。2012年海洋环境保护会议正式通过了能效设计指数（EEDI）计算规程，并于2013年1月1日起生效。EEDI的实施对船舶的节能减排提出了更高的要求，而提高船舶推进器的效率是船舶节能减排的有效手段

哈尔滨工程大学学报 2016年12期2017-01-17

涡轮桨搅拌槽内流场特性的V3V实验

维流场特性，确定尾涡三维结构；分析了叶片后方30°截面轴向、径向和环向速度沿径向分布规律；对比了V3V和2D-PIV（particle image velocimetry）径向和轴向速度，发现速度分布吻合较好，特别是尾涡所在的射流区。用2D-PIV方法对尾涡发展规律进行研究，发现受流体自由液面影响，尾涡轨迹向上倾斜，并与水平方向成10°，上、下尾涡运动轨迹不对称，下尾涡运动比上尾涡稍快，衰减亦较快，这与V3V实验结果一致；叶片后方60°尾涡依然清晰可见。用

化工学报 2016年11期2016-10-14

波翼相位差对柔性翼水动力性能的影响

能力高于刚性翼。尾涡分析表明，恰当的波翼相位差能够提高柔性翼尾涡梯度及其连续性，从而提高波面下柔性翼推力及效率。关键词：柔性翼；规则波；波翼相位差；水动力性能；尾涡微小型水下机器人以其体积小、机动灵活、隐身性强等特点成为目前研究的热点，而采用性能优良的推进装置则是这些特点的重要保障[1]。鱼类经过长期的自然选择与进化拥有了非凡的水中游动能力，采用仿鱼类摆动鳍推进的仿生水下机器人以其高效率、低噪声及高机动性引起了各国学者的广泛关注。1994年，麻省理工学院模

哈尔滨工程大学学报 2016年3期2016-04-26

翼尖尾涡对后机影响研究及规避策略

56603)翼尖尾涡对后机影响研究及规避策略邢琳琳，高培新(滨州学院飞行学院 山东滨州256603)在飞行中，飞机翼尖尾涡对飞行安全影响较大，不仅会降低后机能见度，而且对后机操作及性能都有重要影响。基于对翼尖尾涡形成机理、近地流动规律及涡核特性的分析，阐述了飞机翼尖尾涡对后机飞行安全的影响，主要涵盖后机平飞状态起飞降落、横向操纵等方面。同时提出了规避翼尖尾涡对后机影响的具体策略，其中包括严格执行国际民航组织规定的尾流间隔标准、建立混合起降尾流安全间隔等。翼

天津科技 2015年3期2015-02-13

非粘接动态柔性立管干涉研究

法，采用Huse尾涡模型开展了干涉研究，并就柔性立管弯曲刚度、内部介质和拖曳力系数对干涉间距的敏感性做了分析，得到了对海洋立管工程有参考意义的结论。柔性立管；干涉分析；拖曳力系数； Huse尾涡模型0 引言海洋工程非粘接动态柔性立管具备安装简便、可靠性高、抗疲劳性能强等诸多优点，适用于环境条件较为恶劣的海域。非粘接动态柔性立管结构由多层聚合物层和金属层缠绕而成，使得结构总体既具备足够的强度和密封能力，又能保持“柔性”，提高立管结构总体抗疲劳性能。柔性

海洋工程装备与技术 2014年1期2014-12-19

适用于Kappel桨的面元法尾涡模型

生变化，从而形成尾涡面。面元法计算中的尾涡模型即是基于这样的实际给出的。对于Kappel桨，几何结构如图1所示。图中的Kappel桨选取了台湾海洋大学的Kap5XX 系列桨［1－3］。由图1 可以看出，Kappel桨在叶梢端弯曲比较剧烈，从几何参数上表述即是Kappel桨叶梢端剖面的纵倾沿径向变化比较明显，具体情况如图2所示。普通螺旋桨的纵倾线(叶片参考线在图2 平面内的投影)一般如图2 中OAC 段所示，即在AC 段纵倾不剧烈，但Kappel桨从图2 中

舰船科学技术 2014年10期2014-12-07

翼尖小翼对尾涡安全间隔的影响研究

机在飞行中形成的尾涡会在重力、大气湍流、风速、粘性等作用下,形成强度逐渐衰弱的尾涡流场。当后机进入前机所形成的尾涡流场时,在诱导下洗速度作用下,可能会发生倾斜、滚转、失速、急剧俯仰等影响飞行安全的危险情况。现行的尾涡安全间隔标准在尽可能避免此类危险的同时也在一定程度上限制了机场和终端区的容量[1]。在尾涡形成及强度消散的建模研究方面,文献[1]建立了尾涡流场的快速仿真计算模型;文献[2]建立了三阶段尾涡消散模型,并与采用大涡模拟方法(LES)的数值计算结果

飞行力学 2014年2期2014-09-17

面元法在串列桨水动力性能预报中的应用＊

：Sb为物面及其尾涡表面；S∞为外边界面，当外控制面距离升力体无穷远时，▽φ→0；RPQ为场点P 物面上其他点Q的距离；∂φ（Q）／∂nQ为物面上Q点速度势的法向导数，满足物面不可穿透条件；E为格林公式参数，其值根据P点与物面S的关系确定，当P在S之内时E为0，P在S上为0.5，P在S 外为1.0.在边界面的每一部分上，还应满足如下边界条件式中：V0为远前方来流；Q1为尾涡面上的点；上标＋和－分别表示在尾涡面上、下表面的值.式中：Δφ为通过尾涡面的速度势跳

武汉理工大学学报（交通科学与工程版） 2014年2期2014-04-12

尾流——飞机的杀手

流由滑流、紊流和尾涡三部分组成。我们经常谈论尾涡,因为大型飞机的尾涡对后面的小型飞机影响最大。飞机飞行时在翼尖后会产生一对旋转方向相反的闭合涡旋,这就是尾涡(图1),它们会在飞机后面一个狭长的尾流区里形成极强的湍流。在两条尾涡之间,是向下的气流,在两条尾涡的外侧,是向上的气流。尾涡流场的宽度约为两个翼展宽,厚度约为一个翼展的厚度。尾涡的强度由产生尾涡的飞机的重量、飞行速度和机翼形状所决定,其中最主要的是飞机的重量。尾涡强度随飞机重量和载荷因数的增加,以及飞

航空知识 2001年12期2001-12-19