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后缘喷流对三角翼前缘涡的影响
被引量:
8
1
作者
王晋军
苗福友
+1 位作者
钮珍南
薛启智
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000年第2期125-131,共7页
本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三...
本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。
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关键词
三角翼绕
流
后缘喷流
涡破裂
流
动显示
LDV测量
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职称材料
后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟
被引量:
3
2
作者
陈宇
阎超
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第10期1170-1173,共4页
为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位...
为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.
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关键词
三角翼
后缘喷流
涡破裂
极限环
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职称材料
后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析
被引量:
1
3
作者
张正科
汤寒松
贾剑波
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000年第4期484-489,共6页
本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩N S方程组 ,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟 ,求解中采用了Beam -Warming隐式近似因子分解格式以及MML代数湍流模型。计算结果说明 ,后缘喷流使涡核压强降低 ,使涡核速度增...
本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩N S方程组 ,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟 ,求解中采用了Beam -Warming隐式近似因子分解格式以及MML代数湍流模型。计算结果说明 ,后缘喷流使涡核压强降低 ,使涡核速度增大 ,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用 ,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值 ,从而可以增加部分升力。计算结果还说明 。
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关键词
旋涡
三角翼绕
流
后缘喷流
流
场模拟
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职称材料
76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究
被引量:
1
4
作者
王晋军
刘激瀛
薛启智
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2001年第1期51-53,共3页
流动显示结果表明 ,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂 ,且随着攻角的增大 ,前缘涡破裂位置逐渐推后 ,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性 ,能有效地克服可能出现的机翼的“摇滚”现象 .另外 ,后缘喷流可以减弱乃...
流动显示结果表明 ,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂 ,且随着攻角的增大 ,前缘涡破裂位置逐渐推后 ,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性 ,能有效地克服可能出现的机翼的“摇滚”现象 .另外 ,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生 ,进而有利于飞行器的操纵 .
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关键词
涡旋
流
动
流
动显示
双三角翼绕
流
流
动控制
前缘涡破裂
后缘喷流
机翼
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职称材料
题名
后缘喷流对三角翼前缘涡的影响
被引量:
8
1
作者
王晋军
苗福友
钮珍南
薛启智
机构
北京航空航天大学流体力学研究所
北京大学湍流研究国家重点实验室
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000年第2期125-131,共7页
基金
国防科技预研基金
教委博士点基金
北京大学湍流国家重点实验开放基金
文摘
本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。
关键词
三角翼绕
流
后缘喷流
涡破裂
流
动显示
LDV测量
Keywords
flow over delta wing
trailing edge jets
vortex breakdown
flow visualization
LDV measurement
分类号
V211.41 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟
被引量:
3
2
作者
陈宇
阎超
机构
北京航空航天大学航空科学与工程学院
出处
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第10期1170-1173,共4页
文摘
为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.
关键词
三角翼
后缘喷流
涡破裂
极限环
Keywords
delta wing
trailing edge jet
vortex breakdown
limit ring
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析
被引量:
1
3
作者
张正科
汤寒松
贾剑波
机构
北京航空航天大学宇航学院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000年第4期484-489,共6页
基金
航空科学基金资助项目!(96A5 10 12 )
文摘
本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩N S方程组 ,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟 ,求解中采用了Beam -Warming隐式近似因子分解格式以及MML代数湍流模型。计算结果说明 ,后缘喷流使涡核压强降低 ,使涡核速度增大 ,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用 ,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值 ,从而可以增加部分升力。计算结果还说明 。
关键词
旋涡
三角翼绕
流
后缘喷流
流
场模拟
Keywords
delta wing
jet
vortex
pseudo compressibility method
Navier Stokes equation
分类号
V211.41 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究
被引量:
1
4
作者
王晋军
刘激瀛
薛启智
机构
北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系
出处
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2001年第1期51-53,共3页
基金
国家教育部博士点基金资助项目!( 9713 )
国家部委基金资助项目
文摘
流动显示结果表明 ,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂 ,且随着攻角的增大 ,前缘涡破裂位置逐渐推后 ,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性 ,能有效地克服可能出现的机翼的“摇滚”现象 .另外 ,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生 ,进而有利于飞行器的操纵 .
关键词
涡旋
流
动
流
动显示
双三角翼绕
流
流
动控制
前缘涡破裂
后缘喷流
机翼
Keywords
Aerodynamics
Flow visualization
Jets
Vortex flow
分类号
V211.41 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
后缘喷流对三角翼前缘涡的影响
王晋军
苗福友
钮珍南
薛启智
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000
8
下载PDF
职称材料
2
后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟
陈宇
阎超
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007
3
下载PDF
职称材料
3
后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析
张正科
汤寒松
贾剑波
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2000
1
下载PDF
职称材料
4
76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究
王晋军
刘激瀛
薛启智
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2001
1
下载PDF
职称材料
已选择
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