搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 翼型”相关记录103条 . 查询时间(0.125 秒)
西北工业大学航空学院翼型、叶栅空气动力学重点实验室自主开发的NPU-MWA翼型首次成功应用于大型风力机叶片开发的NPU-MWA翼型首次成功应用于大型风力机叶片（图）
翼型 叶栅空气动力学 NPU-MWA 大型风力机叶片
2022/9/6
2022年7月26日，受吉林重通成飞新材料有限公司邀请，翼型、叶栅空气动力学重点实验室韩忠华教授、宋文萍教授以及许建华、邓磊、刘子侨和郑可风等师生一行6人前往甘肃武威进行合作交流，并参加首支CGI90.5A叶片下线仪式。
西北工业大学航空学院“翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室”入选“2021-2025年第一批全国科普教育基地”（图）
翼型 叶栅 空气动力学 重点实验室 入选2021-2025年第一批全国科普教育基地
2022/9/6
2022年4月28日，中国科协公布了2021-2025年第一批全国科普教育基地认定名单，西北工业大学航空学院翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室和航天学院入选。为贯彻落实《全民科学素质行动规划纲要（2021-2035年）》，团结引领广大科技工作者和科普工作者，提升社会化科普工作能力，中国科协启动了2021－2025年度全国科普教育基地认定工作。经工信部和中国空气动力学会推荐、中国科协初评、终评、公...
中国科学院工程热物理研究所在非定常条件下翼型气动噪声研究方面取得新进展（图）
非定常条件 翼型 气动 噪声
2021/7/15
研究人员通过电机驱动翼型进行俯仰振动来产生非定常来流条件，对振动翼型的远场噪声和尾缘近壁面流场进行测量，并对二者在一个振动周期内的时序特性进行耦合分析。
西北工业大学NPU-WA自主翼型族助力我国风电叶片国产化（图）
西北工业大学 NPU-WA自主翼型族 风电叶片
2021/5/14
近日，由上海致远-西工大联合开发的首套国产NPU-WA翼型族R21分布式风电叶片成功下线。该风力机风轮直径42m，额定功率400kW，由西北工业大学翼型、叶柵空气动力学国家级重点实验室完成气动外形方案设计与性能评估，由上海致远绿色能源股份有限公司完成结构方案设计和叶片制造。
低雷诺数下柔性翼型气动性能分析
流固耦合 柔性翼型 气动性能 变形
2019/3/11
基于流固耦合方法对吸力面5% 至95% 弦长处为三段柔性结构的NACA0012 翼型绕流进行了数值模拟，研究了不同弹性模量下柔性翼型的气动性能和结构响应. 结果表明：在大攻角下，翼面变形影响着翼型表面的非定常流场，起到延缓失速和提高升力的作用；失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢，且柔性越大，升力系数下降得越平缓；适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能，然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升...
2016年8月25至26日，国家科技部高技术中心组织专家在中国科学院工程热物理研究所对国家863计划先进能源技术领域项目“先进风力机翼型族设计与应用技术”所属4个课题进行了技术验收。该项目执行期为2012年至2015年，张明明研究员任项目首席专家。研究所国家能源风电叶片研发（实验）中心承担了 “大厚度、钝尾缘、低噪声翼型设计应用技术” 课题，课题参与单位包括国电联合动力技术有限公司和华北电力大学。
针对马赫数和仰角的随机不确定性会导致气动性能波动的现象, 采用非嵌入式的混沌多项式方法对绕NACA0012 翼型跨声速随机气动特性进行不确定性及全局灵敏度分析. 具体分析了飞行状态的不确定性对气动载荷分布、流场及气动力系数的影响并通过全局灵敏度分析找出重要因素. 不确定性分析结果表明翼型上表面的激波以及激波后分离泡是造成气动性能剧烈波动的主要原因. 灵敏度分析结果表明在跨声速区域马赫数对激波处气动...
旋翼翼型动态失速流场特性PIV试验研究及L-B模型修正
动态失速 粒子图像测速法 利什曼-贝多斯模型
2014/8/20
为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性，采用3D-PIV 技术，对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量，发现涡在不同位置处的输运速度不同：位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39，位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征，改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes，L-B）模型，将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位...
基于低雷诺数串置翼型气动特性研究
串置翼型 雷诺数 鸭翼 网格
2014/5/29
基于低雷诺数,应用二维CFD方法,对串置翼型的气动特性进行了数值模拟。比较了串置翼型布局与常规单独翼型的升阻特性。分析了翼差角度对串置翼升阻特性的影响,并且在保持鸭翼±5°偏角不变的同时,研究了两翼之间的距离以及安装的相对高度对整个串置翼型升阻特性的影响。发现上鸭翼与主翼相结合具有相对较高的最大升力系数和临界迎角, 可以显著改善串置翼型的气动特性。
以NACA翼型参数算法为基础进行翼型支板火焰稳定器设计,并采用数值模拟方法探讨了翼型稳定器最大厚度位置和截尾厚度两个结构参数对总压恢复系数和回流区长度的影响.结果表明:在来流马赫数为0.15~0.30的条件下,随着翼型稳定器最大厚度位置向尾缘方向后移,总压恢复系数先增大后急剧减少,回流区长度则呈现相反趋势;翼型稳定器截尾厚度越小,其最大总压恢复系数越大,且回流区长度与截尾厚度的1.5次方成正比.
通过在风洞侧壁安装动态压力传感器测量侧壁脉动压力的方法针对NACA0012翼型开展了零攻角状态下跨声速抖振特性的实验研究,并测量了翼型沿弦向与展向的压力分布。从时域和频域两个方面分析了脉动压力结果,得到了NACA0012翼型的跨声速抖振起始马赫数和抖振频率等抖振特性。研究结果表明：风洞二维性较好,侧壁区域的压力情况能够反映核心流压力变化情况;抖振发生在实验马赫数Maexp = 0.88~0.89范...
针对不确定因素引起的翼型气动性能波动现象,探讨了翼型几何形状随机不确定波动对翼型气动特性的影响,并进行了减小此影响的鲁棒优化设计。引入类别形状函数变换(CST)方法可以大大降低设计变量自由度数目,以NACA0012翼型为例,进行了考虑翼型几何形状随机扰动的气动不确定性分析,发现几何形状的微小波动对升力特性影响很小。发展了一种基于响应面和遗传算法的鲁棒优化设计方法,能够高效的减小阻力及其波动的影响。...
建立了一套计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰的数值模拟方法.首先生成围绕翼型的贴体正交网格，然后用Navier-Stokes（N-S）方程求解黏性绕流流场.在此基础上，利用拉格朗日法建立水滴运动方程.其中，为提高计算效率，提出了结合位移矢量的水滴所处单元寻觅方法.最后，结合桨叶工作特点，发展了一种计入离心力影响的三维结冰模型.通过与桨叶结冰实验的对比，验证了本文结冰预测方法的可靠性.对比常规结冰模...
为了研究褶皱翼型上、下表面分别对气动力的影响，在弦长雷诺数为1200，攻角为0°~20°时，采用有限体积法研究了褶皱翼型、光滑翼型、上表面光滑的褶皱翼型和下表面光滑的褶皱翼型的滑翔气动特性.结果表明：在一定攻角范围内，褶皱翼型的升力系数较光滑翼型提高了10%；只要翼型下表面是褶皱的，产生的升力总大于下表面是光滑的，下表面褶皱对升力的提高具有更大作用；在大攻角下，光滑的上表面更有利于提高升力；在任何...