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高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究
被引量:
2
1
作者
贺中
吴军强
+1 位作者
蒋卫民
吴继飞
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2013年第6期6-13,共8页
采用尖拱细长旋成体模型,在M=0.4~1.2范围内,通过表面压力测量和PIV流态观测手段,对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明:在此高速范围内,尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现...
采用尖拱细长旋成体模型,在M=0.4~1.2范围内,通过表面压力测量和PIV流态观测手段,对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明:在此高速范围内,尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现出非对称多涡结构,头部微扰动对非对称涡有影响,但对模型的非对称气动力影响不明显。
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关键词
大迎角空气动力学
非对称流动
压缩性
头部扰动
风洞实验
下载PDF
职称材料
飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究
被引量:
1
2
作者
胡汉东
杨其德
+1 位作者
祝明红
邓学蓥
《航空工程进展》
2011年第1期19-26,共8页
具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难。为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用。试验...
具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难。为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用。试验中通过压力分布确定头部分离流动特征,再采用人工转捩和头部微扰动技术在大攻角风洞试验中确定侧向力和偏航力矩系数。结果表明本文发展的试验方法改善了数据的一致性,在大攻角风洞模型试验中是有效的。
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关键词
大攻角
分离流
转捩
风洞试验
头部扰动
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职称材料
融合体型机身大攻角流动结构及特性研究
被引量:
1
3
作者
田伟
邓学蓥
+2 位作者
王延奎
范国磊
董超
《中国科学:技术科学》
EI
CSCD
北大核心
2010年第8期886-897,共12页
针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机...
针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论:融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.
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关键词
大攻角空气动力学
融合体型机身
头部扰动
背涡结构
分区特性
原文传递
题名
高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究
被引量:
2
1
作者
贺中
吴军强
蒋卫民
吴继飞
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2013年第6期6-13,共8页
基金
国防预研基金(51313020106)
文摘
采用尖拱细长旋成体模型,在M=0.4~1.2范围内,通过表面压力测量和PIV流态观测手段,对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明:在此高速范围内,尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现出非对称多涡结构,头部微扰动对非对称涡有影响,但对模型的非对称气动力影响不明显。
关键词
大迎角空气动力学
非对称流动
压缩性
头部扰动
风洞实验
Keywords
high angle of attack aerodynamics
asymmetric vortex
compressibility
nose per- turbation
wind tunnel test
分类号
V211.7 [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
飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究
被引量:
1
2
作者
胡汉东
杨其德
祝明红
邓学蓥
机构
中国空气动力研究与发展中心
北京航空航天大学
出处
《航空工程进展》
2011年第1期19-26,共8页
文摘
具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难。为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用。试验中通过压力分布确定头部分离流动特征,再采用人工转捩和头部微扰动技术在大攻角风洞试验中确定侧向力和偏航力矩系数。结果表明本文发展的试验方法改善了数据的一致性,在大攻角风洞模型试验中是有效的。
关键词
大攻角
分离流
转捩
风洞试验
头部扰动
Keywords
high angle of attack
separated flow
transition
wind tunnel test
nose perturbations
分类号
V211.7 [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
融合体型机身大攻角流动结构及特性研究
被引量:
1
3
作者
田伟
邓学蓥
王延奎
范国磊
董超
机构
北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室
出处
《中国科学:技术科学》
EI
CSCD
北大核心
2010年第8期886-897,共12页
基金
国家自然科学基金重点基金(批准号:10432020)
国家自然科学基金(批准号:10872019)
国家自然科学基金青年基金(批准号:10702004)资助项目
文摘
针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论:融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.
关键词
大攻角空气动力学
融合体型机身
头部扰动
背涡结构
分区特性
分类号
V211.42 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究
贺中
吴军强
蒋卫民
吴继飞
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2013
2
下载PDF
职称材料
2
飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究
胡汉东
杨其德
祝明红
邓学蓥
《航空工程进展》
2011
1
下载PDF
职称材料
3
融合体型机身大攻角流动结构及特性研究
田伟
邓学蓥
王延奎
范国磊
董超
《中国科学:技术科学》
EI
CSCD
北大核心
2010
1
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