桑为民
- 作品数：69 被引量：215H指数：8
- 供职机构：西北工业大学航空学院更多>>
- 发文基金：中国航空科学基金国家自然科学基金中央高校基本科研业务费专项资金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学文化科学自动化与计算机技术更多>>
- 基于格子玻尔兹曼方法计算表面结冰水滴撞击特性的方法
- 本发明提出一种基于格子玻尔兹曼方法计算表面结冰水滴撞击特性的方法，以介观尺度的、远小于宏观控制体的流体微团为基础，通过求解带有大涡模拟、分裂碰撞模型、差异格子速度格式的多组分格子玻尔兹曼方程，采用空气组分平衡态退化、引入...
- 桑为民石达志李世杰邱奥祥安博李栋
- 民用飞机结冰研究相关技术及进展被引量：10
- 2009年
- 飞机结冰是影响飞行安全的重要因素之一,结冰研究对分析民机安全性、适航性等具有重要意义。简述了飞机结冰形成机理以及对飞行特性的影响,描述了按结冰部件、结冰物理过程和几何形状的结冰分类形式,介绍了结冰研究的三种主要方法,分析了与结冰相关的应用研究,包括防/除冰方法和适航验证技术,最后对飞机结冰研究进行了讨论和展望。
- 陈年旭桑为民陈迎春张彬乾
- 关键词：飞机结冰数值模拟适航
- 导弹级间分离气动特性研究被引量：4
- 2012年
- 为了研究两级分离布局导弹分离过程的气动特性,文中利用自主开发的数值计算程序对导弹两级分离过程进行了模拟,并完成了部分工况的风洞实验验证,分析了分离过程导弹两级气动特性的变化规律。研究范围:马赫数2.0～5.0,攻角0°～6°。结果表明:攻角和侧滑角对导弹两级的轴向位移影响较小,马赫数越高、Ⅰ级模型头部锥角越小或导弹两级直径比越接近均有利于导弹两级的快速分离。
- 王建桑为民党明利蒋胜矩
- 关键词：级间分离数值模拟风洞实验气动特性
- 过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究被引量：5
- 2016年
- 对比常规水滴,过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。在常规水滴结冰过程数值模拟基础上,针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解N-S方程获得空气流场,用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的Messinger热力学模型完成结冰过程模拟;对于过冷大水滴,采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型,对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响;通过数值模拟获得了水滴Langmuir D分布的撞击特性及结冰计算结果,研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。通过一些典型结冰算例的数值模拟,并与参考文献结果及实验数据的对比分析,说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。
- 桑为民胡少华鲁天
- 关键词：结冰翼型
- 冰脊形成过程数值模拟及NSDBD防护研究
- 2024年
- 冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型与实验结果吻合良好,验证了计算方法的准确性与可行性。在此基础上,在NACA 0012翼型上设置防冰区并考虑防冰热载荷的作用,对大水滴条件下冰脊的形成过程进行了数值模拟,得出了环境温度、液态水含量和防冰热载荷对冰脊形成的影响规律。此外,通过在冰脊形成位置布置纳秒脉冲阻挡介质放电(Nanosecond dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体激励器,探究了在大水滴条件下NSDBD对冰脊的防护效果。研究结果表明:在大水滴情况下,环境温度的增加使得冰脊的范围增加而高度降低;液态水含量的增加使得冰脊的范围增大并且高度增加;防冰热载荷的增加可以增加防冰区内水分的蒸发,进而减少冰脊的生成;大水滴情况下可能由于水滴直接撞击至下翼面防冰区外进而导致冰脊的形成;NSDBD对空气进行加热,增加溢流水的蒸发,使得低液态水含量下形成的冰脊消失,使得高液态水含量下冰脊的形成位置推后。
- 牛俊杰郭琪磊石淼鑫孔满昭桑为民
- 关键词：数值模拟
- 一种适用于格子Boltzmann方法的直角网格自适应建模方法
- 本发明实施例公开了一种适用于格子Boltzmann方法的直角网格自适应建模方法，该方法包括：S101：将根网格单元划分成直角子网格单元以获得包括初始物面网格和初始流场网格的初始网格；S102：对初始物面网格进行直角网格自...
- 桑为民顾洪宇牛俊杰谢睿轩邱奥祥庞润
- 文献传递
- 非均匀矩形网格的局部网格细化LBM算法研究
- 2023年
- 传统的格子玻尔兹曼方法(LBM),特别是基于均匀正方形网格的经典单松弛计算模型(SLBM),其算法鲁棒性和数值稳定性较差,限制了LBM的发展和应用.而网格细化策略可以有效缓解这一窘境,但是传统LBM中网格细化必然会导致计算效率骤降,计算设备要求攀高.为了解决这一问题,文章基于非均匀矩形网格结构,结合插值LBM算法的思路,在保证物面处和流动变化剧烈区域的局部网格细化以及计算精度的前提下,提出了25点拉格朗日插值LBM算法.以经典顶盖驱动方腔内流为算例,开展了包括不同网格分辨率和插值格式的对比分析研究.验证算例既包括了定常流动的数值模拟,也涉及了非定常周期性流动的求解.计算结果表明,相较于其他插值格式,拉格朗日插值格式表现优异;文章局部网格细化工作可以确保物面处及流动变化剧烈区域流动细节的捕捉;数值模拟算法可以为数值仿真提供可信的计算结果;同时大幅降低了总网格数量.因此很大程度上提升了计算效率;数值模拟方法鲁棒性较好,适用于包括定常和非定常流动的数值模拟.
- 安博孟欣雨杨双骏桑为民
- 关键词：格子玻尔兹曼方法
- 翼身融合布局飞机分布式推进边界层吸入效应影响研究
- 2024年
- 翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI)效应影响下的绕流流场进行了数值研究.首先,将翼身融合布局民机分布式BLI推进构型简化为涵道风扇-机翼段耦合构型,计算涵道风扇质量流率小于1、等于1以及大于1的3个工况,对比分析了滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型法的流场细节、计算精度以及计算效率.其次,建立分布式BLI推进-机翼耦合构型,对此构型不同转速下的绕流流场进行对比分析,探究并验证所建立的分布式BLI推进系统抑制分离的能力.最后,将分布式BLI推进安装于翼身融合布局飞机概念方案NPU-BWB-300机翼与机身的融合段,探究其对NPU-BWB-300绕流流场的影响.研究结果表明:滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型方法均可以较好地刻画涵道风扇边界层吸入效应的流场细节;所建立的分布式BLI推进系统具备抑制分离的能力,将其应用于NPU-BWB-300也可以取得较为明显地改善分离流场的效果.
- 邱奥祥桑为民张桐安博安博张彬乾
- 关键词：涵道风扇
- 用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统
- 本发明实施例公开了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统，所述腹撑装置包括：第一支杆，所述第一支杆的上端部固定至所述翼身融合飞机的腹部，并且所述第一支杆从所述翼身融合飞机的腹部开始向下延伸；第二支杆，所述...
- 桑为民王寄同邱奥祥庞润李栋谢睿轩
- 文献传递
- 一种翼身融合布局飞机的喷流舵面
- 一种翼身融合布局飞机的喷流舵面，舵面位于机体后部，通过驱动机构进行收放，从而与其前方的发动机喷流相耦合，显著提高飞机起降时的抬头力矩。本发明相对于传统的翼身融合布局尾部舵面，有着更高的舵面效率，能够显著增加可提供的抬头力...
- 辛振庆张彬乾李栋陈真利顾文婷王刚张明辉袁昌盛张永杰桑为民张怡哲李杰
- 文献传递
