熊能
- 作品数：13 被引量：56H指数：6
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程更多>>
- 高速风洞带动力模拟试验TPS短舱唇口设计被引量：6
- 2013年
- 利用计算流体动力学(CFD)技术分析了进气道质量流量差异对外表面压力系数分布的影响,并通过对发动机进气道唇口的反设计优化,使涡轮动力模拟器(TPS)试验时的外表面压力分布与真实质量流量下的压力分布基本一致.通过对发动机唇口修正,可提高2.4m跨声速风洞高速带动力模拟风洞试验的准度.
- 陶洋刘光远张兆郭旦平林俊熊能
- 关键词：涡轮动力模拟器发动机进气道
- 民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究被引量：2
- 2021年
- 为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法,对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进,并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究,获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388~0.86的外部阻力,通过数值仿真与试验结果对比,验证了试验方案的可行性。结果表明,经过改进的试验方案的攻角适用范围由原方案的0°扩展致0°~4°,外部阻力随马赫数及流量系数的试验数据变化规律良好,试验结果与仿真结果吻合,试验方案适用于民用大涵道比航空涡扇发动机短舱外部阻力测量。
- 章欣涛冯丽娟王维熊能林俊
- 关键词：短舱风洞试验数值仿真
- 2.4米跨声速风洞带涡轮动力模拟器试验技术初步研究
- 随着中国航空技术的发展,涡轮风扇发动机这种先进推进装置将广泛应用于中国高性能的军民用运输机、巡航导弹及战略轰炸机等飞行器,这对中国高速风洞精确模拟涡轮风扇发动机气动力效应的能力提出了日益紧迫的需求.涡轮动力模拟器Turb...
- 熊能
- 关键词：涡轮风扇发动机气动力效应涡轮动力模拟器
- 文献传递
- 大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究被引量：13
- 2012年
- 对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。
- 熊能林俊贺中郭旦平
- 关键词：大飞机风洞试验
- 分布式边界层吸入推进系统的建模与分析被引量：7
- 2018年
- 机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。
- 达兴亚范召林熊能吴军强赵忠良
- 关键词：边界层吸入进气道喷管
- 亚声速风洞可压缩流体扰动模态分析被引量：3
- 2021年
- 开展了亚声速风洞中可压缩流体流场品质测量技术研究,以满足高精度风洞试验的需求。在一维等熵流动的前提下,对风洞自由来流所包含的扰动模态进行了分析,对扰动模态求解方法及流场基本物理量声、涡模态分量求解方法进行了理论推导,建立了其与质量流量脉动、总温脉动及二者相关量之间的理论关系。应用热线风速仪在马赫数0.3~0.7范围进行了流场品质测量试验,根据所建立的理论关系对扰动模态及流场基本物理量声、涡模态分量进行了求解,对结果量值随马赫数的变化规律进行了分析。利用蒙特卡洛模拟方法及不确定度传递公式对结果的不确定度进行了求解,不确定度占对应变量的最高占比为1%左右,多数结果仅为0.1%量级,表明流场品质测量试验结果具有较高精度。试验结果证明了所建立的方法应用于亚声速风洞可压缩流体扰动模态分析的可行性。
- 杜钰锋林俊王勋年熊能
- 关键词：等熵流动流场品质蒙特卡洛模拟不确定度
- 变热线过热比可压缩流湍流度测量方法优化被引量：5
- 2019年
- 开展了可压缩流中湍流度测量技术的优化研究,以满足对试验数据高精度评估的需求。在变热线过热比湍流度测量方法推导过程中,忽略了压力脉动项以简化湍流度求解过程。为更加准确评估高速风洞流场湍流度,引入了压力脉动项,以恒温热线风速仪响应关系式为基础,从理论上对可压缩流中湍流度的求解方法进行了优化。在马赫数0.3~0.7进行了湍流度测量试验,并分别利用优化前后的湍流度求解方法对试验数据进行了处理。结果表明两种求解方法所得的湍流度结果量值相近,但优化后的湍流度求解方法所得的湍流度结果随马赫数的变化趋势更加符合客观物理规律。利用蒙特卡洛模拟方法对湍流度的不确定度进行了求解,不确定度量值远小于湍流度量值,表明优化后的湍流度求解方法所得的湍流度结果基本能够代表真实值。试验结果证明了优化后湍流度测量方法的正确性及应用恒温热线风速仪对高速风洞流场湍流度进行测量的可行性。
- 杜钰锋林俊王勋年熊能
- 关键词：可压缩流湍流度蒙特卡洛模拟不确定度
- 热线探针对数校准方法研究及改进被引量：1
- 2017年
- 开展了可压缩流体中热线探针校准方法的研究,以满足其在各种速度测量场合的使用需求。研究了对数校准数学模型,发现校准系数求解过程中存在矩阵奇异性过强的问题,导致在速度小扰动条件下方程求解稳定性差。对对数校准数学模型进行了参数无量纲化及添加正向偏置的改进,建立了无量纲化对数校准数学模型。在马赫数为0.3~0.5,引射压力为150~300 k Pa范围内进行了校准实验,利用对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.997 61,拟合速度平均偏差为1.378 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为1.595×108,矩阵奇异性过强,加入速度小扰动(1 m/s)后,拟合优度为0.379 74,拟合速度平均偏差为43.81 m/s,方程求解稳定性差。利用无量纲化对数校准数学模型对实验数据进行拟合,拟合优度为0.998 95,拟合速度平均偏差为1.203 m/s,校准系数求解过程中系数矩阵条件数为3.655×102,且无量纲化方法不受速度小扰动影响。对流体速度进行不确定度分析,速度平均不确定度为3.168 m/s,无量纲化拟合速度平均偏差明显小于速度平均不确定度。实验结果证明了无量纲化对数校准数学模型应用于可压缩流体热线探针校准的可行性。
- 杜钰锋林俊马护生熊能
- 关键词：可压缩流体校准数学模型不确定度
- 可压缩流湍流度变热线过热比测量方法被引量：7
- 2017年
- 开展了可压缩流中湍流度测量技术的研究,以满足高速风洞高精度试验能力的需求。以对流换热规律为基础,从理论上对可压缩流中热线金属丝热平衡关系式进行了推导,以此为基础,详细推导了恒温热线风速仪的响应关系式,得到了质量流量和总温灵敏度系数的显式表达式,建立了可压缩流中湍流度的求解方法。在马赫数为0.3~0.6范围内进行了湍流度测量试验,以响应关系式为数学模型,利用双曲线拟合方法对试验数据进行了拟合分析,求解得到了马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.3%~0.6%。对热线输出电压进行了频谱分析,根据频谱特性,利用低通滤波对频域信号进行了处理,有效降低了时域信号脉冲尖峰对湍流度求解的影响,滤波后求解得到马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.1%~0.3%,与前期测量结果相符。试验结果证明了所建立理论方法的正确性及利用恒温热线风速仪变过热比方法测量可压缩流湍流度的可行性。
- 杜钰锋林俊马护生熊能
- 关键词：可压缩流湍流度低通滤波
- 2.4m跨声速风洞带TPS测力试验数据精度要求分析被引量：7
- 2004年
- 成功建立带TPS风洞测力试验技术的一个关键问题是确保试验数据具有足够的精度,必须精细地分配误差。为获得满足工程需要的高精度测力试验数据,给出一种基于计算机符号运算的子程序,完成不确定度计算过程中公式自动推导、计算。最后通过对TPS风洞试验数据精度的敏度分析,给出了某运输机在2.4m跨声速风洞TPS试验中各环节的误差分配要求。
- 熊能林俊
- 关键词：风洞试验TPS飞行器
