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张恒: 作品数：21 被引量：60H指数：5; 供职机构：西北工业大学航空学院更多>>; 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划中国航空科学基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术电子电信动力工程及工程热物理理学更多>>

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基于DES类混合方法模拟后台阶分离流动被引量：3: 2017年; DES类混合方法结合了大涡模拟和传统RANS方法各自的优势,在一定程度上达到了计算精度和计算效率的统一。采用基于两方程SST模型的DDES、IDDES方法,结合高精度的空间离散格式,对雷诺数为36 000的后台阶流动进行了数值模拟研究。计算结果表明:IDDES方法和2种DDES方法都能够捕捉到后台阶分离涡结构的发展过程;在台阶下游分离区域,相对于DDES方法,IDDES能够捕捉到更加丰富的湍流涡结构;IDDES方法预测的下游流动再附位置与实验结果一致,而URANS得到分离区域较小,预测的再附位置更靠近上游;几种DES方法得到的速度剖面和雷诺应力分布没有明显差异,URANS结果与实验值差异较大。; 张露李杰牟永飞张恒; 关键词：流场湍流模型非定常流动数值模拟

一种小型单兵巡飞弹的气动外形设计被引量：11: 2015年; 文中针对一种适合于单兵使用的小型攻击型巡飞弹进行气动外形设计和分析。在考虑低雷诺数效应和封装特性要求的前提下确定了巡飞弹设计基本指标和串列翼气动布局形式,完成了气动外形设计工作;对所构造的巡飞弹气动外形在设计和非设计条件下的气动力进行了数值模拟。计算结果表明所设计的巡飞弹构型满足设计指标要求,具备良好的飞行性能。设计所得的相关结论可为工程应用提供一定参考。; 陶福兴张恒李杰; 关键词：巡飞弹低雷诺数数值模拟

某层流验证机层流翼段气动改进设计: 2022年; 高亚声速层流飞机是现阶段飞机设计的一个重点研究方向,可以有效提高飞机气动性能,增加航程航时等关键指标,但层流翼型在低速条件下与传统翼型相比气动特性较差。利用改进的剪切层自适应IDDES方法针对某特殊设计的层流验证机层流翼段进行分析及改进,抑制其由于翼型本身及翼身结合处的三维效应在大攻角状态下所引起的流动分离,使得翼段在低速大迎角状态下获得相对较好的气动特性。结果表明通过对层流翼段的翼型前缘修型,可以在低速条件下显著抑制流动分离,使得层流翼段在低速性能提升的同时在高速条件下也能保证较好的气动特性。; 魏自言李杰张恒杨钊; 关键词：层流翼型

某层流验证机中央翼段失速分离特性优化及分析: 2022年; 针对某特殊布局形式的层流验证机中央翼段的失速分离特性,基于雷诺平均(RANS)方法分析和优化某特殊布局形式的层流验证机中央翼段失速分离特性。首先,分别采用两方程k-ω剪切应力运输(SST)湍流模型和γ-Reθ转捩模型针对Aerospatiale-A翼型的绕流流场进行数值模拟,以验证数值方法及网格拓扑在低速计算条件下的准确性。其次,针对层流验证机中央翼段构型,以某传统翼型进行试验与数值计算,进一步说明高速条件下中央翼段构型数值模拟的准确性。最后,针对层流验证机中央翼段的翼型失速分离问题对翼型进行了优化修形,改进后的翼型有效地抑制了低速情况下前缘分离泡的发展,并将前缘分离从8°迎角延缓到12°迎角,且该优化翼型有效地保持了高速巡航状态下翼面的压力系数,对层流验证机的气动性能参数具有较好的提升。; 唐松祥李杰张恒牛笑天; 关键词：转捩预测翼型优化

基于速度梯度张量特征值的陷窝内旋涡分析被引量：2: 2019年; 作为一种新型的涡流发生器,陷窝具有流动阻力小、综合传热性能高的特点,是现代高性能涡轮叶片内部冷却新技术.旋涡的定量分析是陷窝强化传热优化设计的重要依据.针对在不同陷窝模型下的旋涡结构、分离方式和背景压力变化引起的旋涡强度无法定量分析的问题,本文提出采用涡核速度和涡核速度梯度张量特征值来定量分析旋涡的方法.通过采用涡核处局部坐标系表示的速度矢量和速度梯度张量,得到了涡核的轴向速度、径向速度、旋转角速度、轴向加速度和径向加速度,并在此基础上简化出了用最大轴向速度、最大轴向加速度和最大旋转角速度综合表示的旋涡强度的定量分析方法.用该方法分析了不同深宽比陷窝诱导的旋涡结构,随着深宽比的增大,最大轴向速度、最大轴向加速度和最大旋转角速度均呈现明显的增大趋势,旋涡强度增大.研究表明此方法具有数据处理简单、通用性强、不受分离方式限制、不受背景压力影响的特点,且提取到的数据具有明确的物理意义,适用于各类旋涡定量分析.; 刘静李杰张恒

某层流验证机中央翼段高速巡航气动性能优化设计: 2022年; 针对某特殊布局层流机翼验证机,开展高速巡航状态下中央翼段气动性能的优化设计研究。以γ-Re_(θ)转捩预测方法作为计算分析手段,对中央翼段翼型剖面进行改进设计以提升其升阻特性,并在此基础上对中央翼段前后位置进行调整,探究翼段位置变化后表面转捩位置的变化情况,为改善全机巡航力矩特性提供一定依据。对原始层流翼型和某传统翼型计算和风洞试验结果进行对比,验证了所采用数值计算方法和模型的适用性。针对原始层流翼型,通过提升其同一迎角下的升力系数来降低巡航迎角,增加其巡航状态表面层流区长度,使其拥有更好的层流特性。最后,针对中央翼段平移构型气动力系数开展计算研究,对比分析了不同平移位置中央翼段对层流验证机气动参数的影响,结果表明,不同平移构型在同样的计算状态下,中央翼段表面层流区长度变化不大,构型的变化对其层流特性的影响相对较小,有利于后续从中央翼段平移的角度对全机力矩特性进行优化。; 唐松祥李杰张恒牛笑天; 关键词：气动性能翼型优化

基于声源视角法的气动噪声计算研究: 2016年; 为提高气动噪声求解效率,Casalino提出了声源视角法,首先详细阐述了该方法,并列举其相比传统延迟时间法的优越之处。该方法主要是从声源视角重新建立延迟时间方程,此时无论声源运动形式是否复杂,都使延迟时间方程从超越方程变为代数方程,无需迭代即可直接求解,提高了声场程序的求解效率。其次新建立的延迟时间方程给求解声场的程序设计也带来很大便利,即无需预先存储大量时间步的流场数据,流场求解和声场求解在程序中可以同时进行。并且当接收点无论是静止、亚声速运动还是超声速运动,新建立的延迟时间方程的解均能给出明确的物理意义。最后以声源视角法为基础,通过编写声场求解程序并结合已有的流场求解程序求解圆柱绕流和后视镜绕流2个算例,进一步检验声源视角法的准确性和有效性,计算结果与实验结果吻合良好,表明了声源视角法准确、有效。; 牟永飞李杰张恒; 关键词：气动噪声

大型运输机动力增升喷流效应数值模拟被引量：5: 2016年; 参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.; 龚志斌李杰蒋胜矩张恒; 关键词：动力增升

结冰条件下大型飞机翼面分离流场结构及空气动力学特性研究被引量：3: 2020年; 结冰对飞机的空气动力学影响特性是飞机结冰研究的重要内容。构建了具有典型大型客机几何外形的背景飞机模型,基于RANS方法对机翼结冰条件下全机的复杂空间流场结构及气动特性进行了研究。研究结果表明,机翼结冰主要影响背景飞机失速点附近的气动特性,翼面分离始发大幅提前、分离梯次完全消失是全机失速特性恶化、气动边界缩小的直接原因。研究可为深刻认识飞机结冰对气动力影响的流动机理提供支撑,为大型飞机结冰后的气动特性分析及飞行动力学研究提供依据。; 魏扬李杰李明李哲张恒; 关键词：机翼结冰流场结构气动特性

基于水滴收集特征的SLD探头外形参数化设计与仿真研究: 2022年; 面对过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)结冰环境,行之有效的结冰探测手段是实施规避策略、尽快脱离SLD结冰环境的先决条件。针对一种面向SLD环境探测需求的双碰撞面探头,考虑基于SLD动力学模型,模拟分析探头水滴收集特征进行探头外形参数化设计研究,研究影响探头区分SLD环境的关键几何参数,从而为探头外形设计提供参考依据。对选定的探头外形仿真计算结果表明,在常规水滴条件下,结冰主要发生在探测器的第一碰撞面,第二碰撞面上的结冰厚度很小,与第一碰撞面之间存在明显差异;而在SLD条件下,冰层在第一及第二碰撞面上均有累积。不同直径的水滴撞击到探头不同位置,形成累积特征迥异的结冰形态,验证了探头外形参数化设计方法应用于SLD环境探测的有效性。; 黄雄黄莺曲仕茹王小辉张恒陈勇

张恒

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