181 |
一种高超声速边界层转捩延迟控制方法 |
CN202211230349.5 |
2022-09-30 |
CN115828773A |
2023-03-21 |
刘强; 罗振兵; 李石清; 周岩; 王林; 邓雄 |
本发明涉及一种高超声速边界层转捩延迟控制方法,在高超声速飞行器表面或者进气道需控制边界层转捩的区域安装复合频率合成双射流激励器,在高超声速飞行器飞行过程中,开启复合频率合成双射流激励器,复合频率合成双射流激励器通过叠加电信号的方式,生成具有第一频率特性和第二频率特性双峰值速度的复合双射流,并对高超声速飞行器的高超声速边界层进行转捩延迟控制;第一频率远小于第二频率。本方案突破了传统的转捩控制思路,利用同一流动控制装置同时对边界层内的低频模态和高频模态进行抑制,通过对边界层的修正作用和将占主导的、声波模态的能量引出到边界层外以进一步有效降低了边界层内声波模态的能量,达到转捩延迟控制的目的。 |
182 |
具有用于边界层摄取的分布式风扇的飞行器 |
CN202111635762.5 |
2021-12-28 |
CN115303475A |
2022-11-08 |
达南贾亚·拉奥·戈塔普; 库尔特·大卫·默罗; 纳伦德拉·迪甘伯·乔希 |
提供一种具有用于边界层摄取的分布式风扇的飞行器。一方面,飞行器包括在前端和后端之间延伸的机身。该飞行器包括以阵列布置的多个边界层摄取风扇。阵列的每个风扇安装到机身后端并围绕机身后端周向布置。风扇被定位成摄取沿机身流动的边界层气流。阵列的至少有两个风扇尺寸不同。风扇阵列的每个风扇与电机可运行地联接。电机可运行以驱动它们各自的风扇以产生推力。阵列的风扇根据飞行器的边界层吸入要求被独立地控制。 |
183 |
一种宽速域湍流边界层入口信息的生成方法 |
CN202210668246.0 |
2022-06-13 |
CN115270647A |
2022-11-01 |
黄生洪; 祝国旺; 吴含 |
本发明涉及一种宽速域湍流边界层入口信息的生成方法,所述方法包括:S1、根据Van Driest变换下的平均速度UVD、来流速度Ue、来流温度Te、壁面处的温度Tw、壁面摩擦速度uτ,获取湍流平均流信息;所述湍流平均流信息包括:平均速度、平均密度、平均温度;S2、根据预设的第一随机数向量ζ、预设的第二随机数向量ξ、密度梯度 波数向量k、湍流能谱E(k)预先被分成的多片中的m片能谱E(km),获取湍流脉动量信息;所述湍流脉动量信息包括:速度脉动、密度脉动、温度脉动;S3、基于所述湍流平均流信息和所述湍流脉动量信息,生成湍流边界层入口信息。 |
184 |
一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法 |
CN202210596526.5 |
2022-05-30 |
CN115168983A |
2022-10-11 |
李宇飞; 王一雯; 杨体浩; 史亚云; 白俊强 |
本发明提出了一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法,通过数据处理,将风洞试验得到的机翼表面离散的孔吸气分布转化为数值模拟计算可用的面吸气分布,并通过层流边界层壁面条件的设置模拟机翼前缘的吸气影响,在此基础上,结合基于线性稳定性理论的eN转捩预测方法,进行边界层微吸气的转捩预测。该方法可以作为针对混合层流机翼设计的转捩预测工具,在混合层流机翼的转捩计算方面具有重要应用价值。 |
185 |
一种平衡大气边界层的实现方法及装置 |
CN202210320013.1 |
2022-03-29 |
CN114818530A |
2022-07-29 |
陈科技; 卞荣; 鲍旭明; 孙永军; 张琳琳; 李国强; 楼文娟; 徐海巍 |
本申请提供了一种平衡大气边界层的实现方法及装置,包括:根据目标建筑对象,得到对应的地貌类别、地面粗糙长度、参考点高度、参考点风速;通过预设的大气边界层数学模型,得到梯度风高度以大气摩擦速度;将数值模拟计算域的高度、地面粗糙长度以及大气摩擦速度输入入口风速剖面、湍动能剖面以及湍流耗散率剖面;根据地面粗糙长度,得到数值模拟计算域的壁面边界参数;将入口边界条件与数值模拟计算域的壁面边界参数输入流体力学模型,通过流体力学模型求解流体力学控制方程,生成目标建筑对象对应的平衡大气边界层。本申请依靠建立的数值模拟计算域,在计算域内较好保持湍流特性,而且能够以可复制的方式进行建模,更具有商业价值。 |
186 |
基于后掠台阶排移前体边界层的埋入式进气道 |
CN202210173794.6 |
2022-02-24 |
CN114802776A |
2022-07-29 |
谢文忠; 丁润晗; 王震宇; 赵庆伟; 李腾飞; 袁世杰; 杨林林 |
本发明提出了基于后掠台阶排移前体边界层的埋入式进气道,通过后掠台阶将进入埋入式进气口的前体边界层向两侧排移,并通过导流通道将边界层排离内通道入口。利用此后掠台阶能够减小前体边界层造成的流动损失,提高总压恢复系数。本发明结构简单,易于实现,经数值仿真验证后能够取得预期效果。 |
187 |
一种复杂外形低速和亚声速边界层辨识方法 |
CN202011488776.4 |
2020-12-16 |
CN112580205B |
2022-04-26 |
蒋崇文; 高振勋; 孙文琛; 罗磊; 李椿萱 |
本发明属于流体力学领域,涉及一种复杂外形低速和亚声速边界层辨识方法,包括:通过计算得到给定外形的绕流流场,获得绕流流场的静压及速度;计算获得绕流流场的能量恢复系数;在能量恢复系数的设定区间内选取等值线,得到能量边界层外缘;给定外形表面的每一点的法线与能量边界层外缘的交点即为该点对应的能量边界层外缘点,该点到其对应的能量边界层外缘点的距离即为该点的能量边界层厚度;计算给定外形的能量边界层位移厚度。本发明通过能量恢复系数来辨识边界层内、外区域,避免了曲面外形导致的主流速度难以确定的问题,可以进行各类流动条件下复杂外形的流动特性分析以及在实验过程中作为边界层位置判断提供依据。 |
188 |
用于边界层优化的具有可变机身表面的飞行器 |
CN201711391649.0 |
2017-12-20 |
CN108216647B |
2022-04-08 |
阿尔贝托·阿兰那伊达尔戈; 罗尔卡洛斯·拉马沙丁; 杰西·哈维尔·瓦兹奎兹卡斯特罗 |
本发明涉及一种飞行器(11),包括由发动机(13a、13b)构成的推进系统,发动机(13a、13b)设置用于吸入边界层空气。这些发动机(13a、13b)置于部分嵌入在所述飞行器机身(21)中的短舱(15a、15b)内部,因此,它们的进气管(17a,17b)由具体的机身区域(31a、31b)和所述短舱(15a、15b)定界。对于所述特定机身区域(31a,31b),本发明提供了具有柔性部分(43a、43b)的蒙皮(41a、41b)以及位于所述蒙皮(41a、41b)上的驱动系统,用于改变所述蒙皮(41a、41b)的表面,使它们适应所述推进系统的需要。 |
189 |
一种用于高超声速流动边界层速度型测量装置 |
CN202111543291.5 |
2021-12-16 |
CN114252228A |
2022-03-29 |
荣臻; 陈伟芳; 邱云龙; 王亦庄; 胡文杰 |
本发明公开了一种用于高超声速流动边界层速度型测量装置,包括风洞模型、两轴精密探针移动机构、高精度热线测速装置、光谱共焦位移传感器、视频监控器。将风洞模型安装在风洞试验段内,通过装在两轴精密探针移动机构上的热线测速仪测量模型不同位置处壁面边界层速度分布特性,光谱共焦位移传感器用于测量热线移动实时位置,视频监控器用于实时监测热线抖动以及是否损坏情况。基于本发明测试装置的测试方法有利于测量高超声速边界层速度型分布值,能够为流动稳定性计算提供验证和指导,并可深入认识高超声速边界层模态以及转捩特性。 |
190 |
一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法 |
CN202110992270.5 |
2021-08-27 |
CN113947035A |
2022-01-18 |
沙心国; 袁湘江; 纪锋 |
本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法,首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值;然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数;最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值,从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域,基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法,该方法操作简单、预测精度高。 |
191 |
一种大气边界层风速的不确定性量化方法 |
CN202110140532.5 |
2021-02-02 |
CN113221311A |
2021-08-06 |
颜冰; 汪四成; 马树青; 邱伟; 李乐; 刘芙妍 |
本申请属于大气科学中边界层风速数值计算领域,尤其涉及一种大气边界层风速的不确定性量化方法。该方法包含以下步骤:1,利用K‑L分解将随机湍流黏性系数去相关;2,利用投影重采样方法将多元响应值投影到一个维度;3,利用切片逆回归的方法求出充分降维转换矩阵;4,将步骤3中求出的降维空间视为控制变量约束蒙特卡洛法的误差;5,求出大气边界层风速随高度变化的均值和方差。本申请保留了惯性项的作用,考虑了湍流黏性系数随高度的变化,且计算简便,是一个研究大气边界层实用且有效的模式,其结果更加准确,且属于非侵入式方法,能有效克服“维数灾难”的问题,在计算量少于蒙特卡洛法的情况下同时还能保证结果的精度更优。 |
192 |
一种用于湍流边界层流动控制的合成射流装置 |
CN202110304514.6 |
2021-03-22 |
CN113107820A |
2021-07-13 |
高正红; 马睿; 陆连山 |
本发明提出一种用于湍流边界层流动控制的合成射流装置,包括振膜激励器、输出管路、合成射流空腔;振膜激励器通过输出管路与合成射流空腔连接;合成射流空腔包括空心腔体、阻力网以及多孔盖板;空心腔体侧壁上开有若干进气口,输出管路一端连接在进气口;多孔盖板密封固定在空心腔体开口位置,多孔盖板与空心腔体形成的空腔体积固定,不随振膜激励器振膜振动而改变;多孔盖板上具有若干相同直径和开孔方向的圆孔;阻力网填充在空心腔体内;从进气口流入的气体流经阻力网后,从多孔盖板的圆孔吹出。本发明提出的多孔合成射流生成装置,可以由单个振膜振动生成多个均匀的合成射流,从而增大合成射流的作用面积,实现了湍流边界层流动控制。 |
193 |
一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法 |
CN202110382746.3 |
2021-04-09 |
CN113062803A |
2021-07-02 |
李志平; 潘天宇; 逯雨江; 李绍斌 |
本公开提供一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法,能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度;造型方法包括:根据中心线与面积率造型方法,获取主进气道和辅进气道的内通道造型;基于主进气道的预设参数,根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积;基于主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比,获取主进气道喉道截面形状和尺寸参数;基于半椭圆造型,获取用于连接主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型;基于机身边界层高度和主进气道喉道的宽度,获取辅进气道喉道尺寸参数;基于辅进气道的流量,获取辅进气道的A I P截面直径;获取辅进气道偏距;扫掠获取分层式进气道造型。 |
194 |
一种基于Excel的边界层参数计算方法及系统 |
CN201711251879.7 |
2017-12-01 |
CN108009359B |
2021-06-11 |
王显圣; 周方奇; 杨党国; 刘俊; 施傲; 杨野 |
本发明公开了一种基于Excel的边界层参数计算方法,包括:步骤S100:在Excel中编写输入函数,用于在Excel的单元格中获取输入参数;步骤S200:在Excel表格中嵌入计算函数,根据所述输入参数计算边界层参数;步骤S300:在Excel区域中输出所述边界层参数并生成word格式的报告,并在Excel表中展示边界层参数分布。本发明在Excel中采用VBA语言编写程序读取测压装置测量的压力数据,计算边界层参数和展示,对计算机硬件要求低,因此移植性强;对实验人员要求不高,不需要了解编程知识,只需导入数据或者输入数据即可;通过图文方式显示数据处理结果,可以使数据处理结果显示得更加直观,并且能够同步反映测试数据的变化,因此实验操作人员操作时交互性更强。 |
195 |
考虑大气边界层湍流效应的远场声爆预测方法 |
CN202110117995.X |
2021-01-28 |
CN112924131A |
2021-06-08 |
乔建领; 韩忠华; 宋文萍; 丁玉临; 张力文 |
本发明提供一种考虑大气边界层湍流效应的远场声爆预测方法,包括以下步骤:根据飞行高度、飞行马赫数及大气条件等飞行参数,采用射线追踪技术确定声爆由飞机附近的近场声爆信号提取位置E1传播到地面远场E2的声爆传播路径;确定大气边界层厚度;以近场声爆作为输入波形,采用增广Burgers方程将其传播至大气边界层顶;采用修正的冯·卡门能谱和傅里叶模态方法生成均匀各项同性的大气边界层湍流;采用二维HOWARD方程将大气边界层顶的声爆传播至地面远场。本发明提供一种考虑大气边界层湍流效应的远场声爆预测方法,该方法能够考虑大气湍流对声爆的扭曲作用,准确模拟了声爆在大气湍流场中的传播,提高了远场声爆的预测精度。 |
196 |
基于变边界层准滑模变桨优化控制方法 |
CN202011588044.2 |
2020-12-27 |
CN112696311A |
2021-04-23 |
赵雪浩; 史欢; 刘杰; 彭鹏; 院晓涛 |
一种基于变边界层准滑模变桨优化控制方法,它包括如下步骤:(1)首先对系统模型线性化处理;(2)设计滑模面函数为;(3)设计变边界层的准滑模控制器;(4)对变桨机构等效一阶惯性环节;(5)可得基于变边界层的新型准滑模控制率。本发明在传统滑模变桨控制效果的基础上,提出一种基于变边界层的准滑模变桨控制策略,即准滑模变桨控制的边界层不是固定不变的,而是根据系统状态实时跟踪变化的。在保证转速与功率稳定的基础上同时削弱桨距角抖振。通过对一台直驱永磁同步风力发电机仿真,验证了所提控制策略的有效性。 |
197 |
一种抑制边界层流场密度脉动的控制装置 |
CN201811574950.X |
2018-12-21 |
CN109850130B |
2021-03-26 |
袁湘江; 时晓天; 甘才俊 |
一种抑制边界层流场密度脉动的控制装置,包括在飞行器来流边界层的层流区域粗糙带或湍流区域粗糙带,实现在层流区促进流动转捩,在湍流区域抑制密度脉动强度。本发明能够适用于超声速、高超声速飞行器,由于其结构特征,有利于在较宽的马赫数范围产生控制效果,能在不改变飞行器外形、不施加额外能量和不增加附加设备的条件下,有效的促进层流边界层的流动转捩和抑制湍流边界层中的密度脉动。 |
198 |
一种考虑激波和边界层的网格生成方法 |
CN202011215807.9 |
2020-11-04 |
CN112464583A |
2021-03-09 |
万兵兵; 李晓虎; 陈坚强; 袁先旭; 涂国华; 段茂昌 |
本发明公开了一种考虑激波和边界层的网格生成方法。本发明通过初始流场捕捉激波位置,然后通过插值光滑获得激波面上的网格,保证激波与流向网格平行,同时在垂直表面方向上通过分段函数针对性布置激波和边界层区域的网格,从而生成能够用于开展扰动过激波的感受性过程研究的计算网格。 |
199 |
一种用于边界层转捩控制的“⊥”型凹腔结构 |
CN202010231383.9 |
2020-03-27 |
CN111550475A |
2020-08-18 |
禹旻; 刘智勇; 冯峰; 杨武兵 |
本发明一种用于边界层转捩控制的“⊥”型凹腔结构,该凹腔结构相比于原有凹腔结构,在底部增加了下凹腔部分,形成由上、下凹腔组合的“⊥”型凹腔结构。该凹腔结构用于转捩控制的实现方式为:首先通过数值模拟或风洞试验等手段,确定飞行器表面的转捩过程;然后将凹腔设置在需要进行流动控制的飞行器表面的转捩区上游;最后通过调整影响流动状态的重要外形参数和边界层参数达到所需的边界层转捩控制效果。本发明凹腔结构的优点在于:低压损、控制作用明显,不需要额外能量,产生噪声小。 |
200 |
一种微小型转子发动机边界层厚度的预测方法 |
CN201710999759.9 |
2017-10-24 |
CN107748818B |
2020-08-11 |
刘金祥; 左正兴; 张岩 |
本发明公开的一种微小型转子发动机边界层厚度的预测方法,属于流体科学与工程应用技术领域。本发明包括如下步骤:步骤一,确定微小型转子发动机单个速度分析周期内近壁面速度分布具备的特征;步骤二,建立微小型转子发动机工作过程模型;步骤三:给定微小型转子发动机工作过程的初始边界条件;步骤四,根据微小型转子发动机结构确定微小型转子的运功轨迹范围;步骤五:确定微小型转子发动机燃烧室近壁面的速度分布。本发明要解决的技术问题是实现对微小型转子发动机燃烧室近壁面的速度分布预测,并实现对微小型转子发动机边界层厚度的预测,所述的预测方法既能体现边界层的流动特征,又能体现旋转对近壁面流场的影响。 |