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World File Search System马赫数
基于 ATR 72 的飞机设计研究 - HAW 汉堡
摘要 本项目对初步飞机设计顺序进行了实用描述。该顺序从初步尺寸确定方法开始。设计顺序通过对 ATR 72 涡轮螺旋桨飞机的重新设计研究进行说明。重新设计飞机的要求与 ATR 72 的要求相同。ATR 72 也是重新设计过程中的参考。初步尺寸确定方法（在大学）仅适用于喷气式飞机。因此，该方法也适用于螺旋桨飞机。尺寸确定方法确保满足所有要求：起飞和着陆场长度、第二段和复飞梯度以及巡航马赫数。尺寸确定方法可产生最佳（低）功率/重量比和最佳机翼载荷。重新设计过程涵盖所有飞机部件：机身、机翼、尾翼和起落架。飞机设计顺序定义了机舱布局、机翼参数、增升系统类型、尾翼配置和表面。进行质量分布分析，计算重心位置并确定机翼位置。最后计算直接运营成本 (DOC)。DOC 是使用欧洲航空公司协会 (AEA) 的方法计算的。DOC 用于飞机评估。为了满足要求，重新设计的 ATR 72 必须与原始 ATR 相比略有修改。例如重新设计的增升系统显示增加了缝翼。总体而言，重新设计的飞机的最终参数与原始 ATR 72 相似。由于原始 ATR 72 的数据尚未完全公开，因此挑战之一是从原始设计中发现驱动因素和秘密参数。
基于 ATR 72 的飞机设计研究 - HAW Hamburg
摘要 本项目对初步飞机设计顺序进行了实用描述。该顺序从初步尺寸确定方法开始。设计顺序通过对 ATR 72 涡轮螺旋桨飞机的重新设计研究进行说明。重新设计飞机的要求与 ATR 72 的要求相同。ATR 72 也是重新设计过程中的参考。初步尺寸确定方法（在大学）仅适用于喷气式飞机。因此，该方法也适用于螺旋桨飞机。尺寸确定方法确保满足所有要求：起飞和着陆场长度、第二段和复飞梯度以及巡航马赫数。尺寸确定方法可产生最佳（低）功率/重量比和最佳机翼载荷。重新设计过程涵盖所有飞机部件：机身、机翼、尾翼和起落架。飞机设计顺序定义了机舱布局、机翼参数、增升系统类型、尾翼配置和表面。进行质量分布分析，计算重心位置并确定机翼位置。最后计算直接运营成本 (DOC)。DOC 是使用欧洲航空公司协会 (AEA) 的方法计算的。DOC 用于飞机评估。为了满足要求，重新设计的 ATR 72 必须与原始 ATR 相比略有修改。例如重新设计的增升系统显示增加了缝翼。总体而言，重新设计的飞机的最终参数与原始 ATR 72 相似。由于原始 ATR 72 的数据尚未完全公开，因此挑战之一是从原始设计中发现驱动因素和秘密参数。
紧凑型腔内热声热泵的数值模型
摘要 - 本文介绍了沿着放置在振荡流的紧凑型腔内的一堆固体板的热声热泵送的数值研究。速度和压力场受两个声源控制：主要的“压力”来源监测流体压缩和膨胀阶段，以及一个次级“速度”来源，产生振动性的流体运动。使用“内部”代码求解Navier进行数值模拟 - 在二维几何形状中低马赫数近似下的Stokes方程。在线性状态下，使用该模型正确描述热声热泵，用于不同参数集，例如堆栈板的热物质特性，压力振荡的幅度或速度源，两个源之间的相移。堆栈板两端之间建立的正常温度差的数值结果与分析估计值和文献中发表的实验结果非常吻合。然后考虑几种对应于在外壁上施加的不同热条件和内部分离板的配置。如果分离板是绝热的，则温度沿堆栈线性变化，从而恢复了经典线性理论的结果。如果分离板是热导传导的，则该模型提供了局部热量和传质的详细说明，表明温度场变得完全二维，并且热泵热泵效率较小。该模型非常适合探索局部传热限制对热泵效率的影响，因此非常适合详细分析更复杂的机制，例如浮力效应。
基于 ATR 72 的飞机设计研究 - HAW Hamburg
摘要 本项目对初步飞机设计顺序进行了实用描述。该顺序从初步尺寸确定方法开始。设计顺序通过对 ATR 72 涡轮螺旋桨飞机的重新设计研究进行说明。重新设计飞机的要求与 ATR 72 的要求相同。ATR 72 也是重新设计过程中的参考。初步尺寸确定方法（在大学）仅适用于喷气式飞机。因此，该方法也适用于螺旋桨飞机。尺寸确定方法确保满足所有要求：起飞和着陆场长度、第二段和复飞梯度以及巡航马赫数。尺寸确定方法可实现最佳（低）功率/重量比和最佳机翼载荷。重新设计过程涵盖所有飞机部件：机身、机翼、尾翼和起落架。飞机设计顺序定义了机舱布局、机翼参数、高升力系统类型、尾翼配置和表面。进行质量分布分析，计算重心位置并确定机翼位置。最后计算直接运营成本 (DOC)。DOC 是采用欧洲航空公司协会 (AEA) 的方法计算的。DOC 用于飞机评估。为了满足要求，重新设计的 ATR 72 必须与原始 ATR 相比略有修改。例如，重新设计的增升系统增加了缝翼。总体而言，重新设计的飞机的最终参数与原始 ATR 72 相似。由于原始 ATR 72 的数据并非完全公开，因此挑战之一是从原始设计中发现驱动因素和秘密参数。
基于 ATR 72 的飞机设计研究 - HAW Hamburg
摘要 本项目对初步飞机设计顺序进行了实用描述。该顺序从初步尺寸确定方法开始。设计顺序通过对 ATR 72 涡轮螺旋桨飞机的重新设计研究进行说明。重新设计飞机的要求与 ATR 72 的要求相同。ATR 72 也是重新设计过程中的参考。初步尺寸确定方法（在大学）仅适用于喷气式飞机。因此，该方法也适用于螺旋桨飞机。尺寸确定方法确保满足所有要求：起飞和着陆场长度、第二段和复飞梯度以及巡航马赫数。尺寸确定方法可实现最佳（低）功率/重量比和最佳机翼载荷。重新设计过程涵盖所有飞机部件：机身、机翼、尾翼和起落架。飞机设计顺序定义了机舱布局、机翼参数、高升力系统类型、尾翼配置和表面。进行质量分布分析，计算重心位置并确定机翼位置。最后计算直接运营成本 (DOC)。DOC 是采用欧洲航空公司协会 (AEA) 的方法计算的。DOC 用于飞机评估。为了满足要求，重新设计的 ATR 72 必须与原始 ATR 相比略有修改。例如，重新设计的增升系统增加了缝翼。总体而言，重新设计的飞机的最终参数与原始 ATR 72 相似。由于原始 ATR 72 的数据并非完全公开，因此挑战之一是从原始设计中发现驱动因素和秘密参数。
为飞机热交换器建模新型热交换器...
A c 横截面积，[ m 2 ] A s , A h 总传热面积，[ m 2 ] β 表面密度，[ m 2 /m 3 ] 或整体压力梯度，[ Pa/m ] C p 恒压比热，[ J/ ( kgK )] Co 库仑数 d h 水力直径，[ m ] δ 翅片厚度，[ m ] ϵ 热交换器效率或湍流耗散，[ s ] 或翅片间距比 f c 核心摩擦系数 f 扇形 扇形摩擦系数 f 频率，[ Hz ] 或 Forschheimer 摩擦系数 G 质量流速，˙ m/A c , [ kg/ ( m 2 s )] γ 波纹间距比 h 对流膜系数 [ W/ ( m 2 K )] h f 压力损失，[ m ] η 0 , η f二次传热表面的有效性 j 科尔本系数 K c 入口损失系数 K e 出口损失系数 k 湍流动能，[ J/kg ] 或材料的热导率，[ W/ ( mK )] L , l 长度或翅片长度，[ m ] LMTD 对数平均温差，[ K ] M 马赫数 ˙ m 质量流量，[ kg/s ] µ 动态粘度，[ Pa · s ] N st 斯坦顿数 Nu 努塞尔特数 ν 运动粘度，[ m 2 /s ] P 周长，[ m ] 或流体压力，[ Pa ] Pr 普朗特数 Re 雷诺数 ρ 密度，[ kg/m 3 ] Q 或 ˙ Q 传递的热量，[ W ] Q 平衡 热交换器流之间的热平衡 Q 热 热交换器热侧发出的热量，[ W ] Q 冷热交换器的冷侧，[ W ] φ 流动面积与面面积之比或标准偏差 T 温度，[ K ] U 总传热系数 [ W/ ( m 2 K
大型高超声速风洞中的非侵入式自由流速度测量
I.简介 高速风洞通常依靠压力和/或温度测量以及喷嘴流量计算来确定自由流条件。这种做法可能需要对气体的热化学状态进行复杂的处理。当空气或 N 2 从停滞的储层流向自由流马赫数 M ∞ > 6 时，热量完美气体假设开始失效。喷嘴中的快速膨胀可能需要对热力学非平衡过程进行建模，如果气体停滞到高焓，还必须考虑非平衡化学 [1]。此外，对于高储层密度，可能需要使用排除体积状态方程 [2,3]。尽管这些流动的建模框架是可处理的，但与热化学速率过程有关的一些基本原理仍然是一个持续的研究课题 [1]。验证这些运行条件和喷嘴流量计算的一种方法是在自由流中直接测量。基于粒子的测速方法，例如粒子图像测速，可以产生高质量的多组分速度数据 [4]。然而，在大型高速设施中实施基于粒子的技术所面临的工程挑战包括时间、粒子接种密度和均匀性，以及在注入粒子时最大限度地减少流动扰动 [5]。更重要的是，在高速风洞中，典型的克努森数和雷诺数 [6] 下粒子响应降低存在根本限制，这可能会影响精细时间和长度尺度的分辨率。与基于粒子的技术的局限性相比，标记测速技术的实施不受上述大型高速设施中问题的限制。标记测速技术的著名方法和示踪剂包括VENOM [7]、APART[8]、RELIEF[9]、FLEET[10]、STARFLEET[11]、PLEET[12]，
莱特兄弟风洞
摘要低速亚音速测试 • WBF 研究和开发风洞是一个闭式回流连续流动回路。 • 特性（适用于一个大气压运行，80% 功率） 马赫数：0 到 0.25 雷诺数：0 到 1.8 x 10 6 每英尺 动压：0 到 67 psf 温度：0 到 100°F 测试区域：10 英尺 x 7.5 英尺椭圆形部分，15 英尺长 • 典型测试项目包括飞机开发、非稳定翼型流场研究、发动机舱诱导涡流生成、地平面影响、阵风相互作用、旋翼。 • 数据采集系统包括与计算机系统相连的力天平，用于在线记录、存储和检查原始、简化或图形显示的输出。 32 通道数字数据记录 • 多用户设施允许同时进行数据比较或操作，以及相关计算以进行分析。 • 压力测量系统包括三个计算机控制的 Scani 阀和 Setra 传感器，其平坦频率响应可达 800 Hz。• 外部六分量主机械平衡适用于升力负载达 3000 磅的支柱式模型。内部应变计平衡适用于负载达 100 磅的支柱式支架、模型组件等。• 辅助空气供应用于推进装置、喷射、边界层控制等。在 60 或 125 psi 时，连续流速分别为 1.5 或 0.5 lb/sec，在 100 psi 时间歇为 4 lb/sec，在 22 psi 时为 9 lb/sec。• 阵风发生器系统用于纵向和水平阵风。近似值
货仓分离中的 CFD 应用 - NATO STO
本文介绍了通过 CFD 方法从各种飞机上分离外挂物所获得的结果。本文介绍了三种 CFD 应用。第一个应用介绍了计算结果，该结果通过通用机翼-吊架-外挂物配置（Eglin 测试案例）在 0.95 马赫下的可用实验数据进行了验证。本应用使用了两种不同的商用 CFD 代码：CFD-FASTRAN（隐式欧拉求解器）和非稳态面片法求解器 USAERO，并结合了积分边界层求解程序。使用 CFD-FASTRAN 可以捕捉到外挂物分离轨迹的主要趋势。此外，仅使用非稳态面片代码，就可以在 0.3 马赫下解决燃油箱与 F-16 飞机机翼和完整飞机配置的分离问题。详细讨论了两种代码解决存储分离问题的结果和优势。在第二个应用中，研究了相同的 Eglin 测试案例，其中使用非结构化的 Ansys FLUENT 获得计算结果。此测试案例获得的 CFD 结果与实验测试结果非常吻合。本文介绍的第三项研究是关于从战斗机上投放的诱饵的独立分离分析。本研究中使用的诱饵在几何形状上与用于电子战应用的对抗弹丸非常相似，其轨迹是使用 3DOF 飞行动力学代码预测的。使用 Ansys FLUENT 输入代码的气动系数及其验证。利用气动查找表，通过 3DOF/6DOF 非定常 CFD 和 3DOF 准定常飞行动力学分析获得了诱饵的轨迹。观察到，诱饵的重心位置、尾部尺寸和释放马赫数在诱饵沿其轨迹的振荡运动中起着至关重要的作用，因此对其安全分离也起着至关重要的作用。可以看出，静态不稳定的诱饵能够沿其轨迹翻滚。无论静态稳定性如何，其运动总是由高幅度振荡组成。
克努森数对非线性声谱的影响...
我们对气体稀薄对共振平面非线性声波能量动力学的影响进行了数值研究。问题设置是一个充满气体的绝热管，一端由以管的基本共振频率振动的活塞激发，另一端封闭；非线性波逐渐陡化，直到达到极限环，在足够高的密度下形成激波。克努森数（这里定义为特征分子碰撞时间尺度与共振周期之比）通过改变气体的基准密度在 Kn = 10 − 1 − 10 − 5 范围内变化，从稀薄状态到密集状态。工作流体为氩气。用 Bhatnagar-Gross-Krook (BGK) 模型封闭的玻尔兹曼方程的数值解用于模拟 Kn ≥ 0.01 的情况。对于 Kn < 0 . 01 ，使用完全可压缩的一维 Navier-Stokes 方程和自适应网格细化 (AMR) 来解析共振弱冲击波，波马赫数高达 1.01 。非线性波陡化和冲击波形成与波数-频率域中声能的频谱展宽有关；后者是根据 Gupta 和 Scalo 在 Phys. Rev. E 98, 033117 (2018) 中得出的二阶非线性声学的精确能量推论定义的，代表系统的 Lyapunov 函数。在极限环处，声能谱表现出惯性范围内斜率为 −2 的平衡能量级联，同一作者在自由衰减的非线性声波中也观察到了这种现象。在本系统中，能量在低波数/频率时通过活塞从外部引入，在高波数/频率时由热粘性耗散平衡，导致系统基准温度升高。热粘性耗散率在基于最大速度振幅的固定雷诺数下按 Kn 2 缩放，即随流动稀疏程度而增加；一致地，极限环处陡峭波的最小长度尺度（对应于冲击波（存在时）的厚度）也随 Kn 而增加。对于给定的固定活塞速度振幅，光谱能量级联的惯性范围的带宽随克努森数的增加而减小，导致系统的共振响应降低。通过利用柯尔莫哥洛夫流体动力学湍流理论中的无量纲缩放定律，结果表明，基于域内最大声速幅，可以预期声学雷诺数 Re U max > 100 的谱能量传递惯性范围。