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高速风洞超大迎角试验技术初步研究 被引量:3
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作者 范召林 吴军强 +4 位作者 贺中 董臻东 武春祥 刘伟 朱庆洪 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第3期36-42,共7页
大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了&... 大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。 展开更多
关键词 高速风洞 飞行器研制 大迎角空气动力学 大迎角试验 风洞试验技术 大迎角机构 模型 天平 大迎角风洞试验技术 支撑机构
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4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
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作者 刘赟 黄心跃 +1 位作者 张苗苗 陈陆军 《兵工自动化》 北大核心 2024年第7期79-81,96,共4页
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞... 针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。 展开更多
关键词 4 m×3 m低速风洞 大迎角试验 上位机控制软件
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细长尖头旋成体大迎角非对称涡系结构 被引量:8
3
作者 周乃春 叶正寅 +2 位作者 胡汉东 马明生 杨其德 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第4期486-489,493,共5页
本文采用数值计算方法,对细长尖拱旋成体大迎角背风侧非对称涡系结构以及与沿轴向交变的侧向力分布的关系进行了研究。求解的是N S方程,采用Jameson中心格式,湍流采用修正的B-L模型。通过数值模拟揭示了在头部开始产生非对称涡,形成二... 本文采用数值计算方法,对细长尖拱旋成体大迎角背风侧非对称涡系结构以及与沿轴向交变的侧向力分布的关系进行了研究。求解的是N S方程,采用Jameson中心格式,湍流采用修正的B-L模型。通过数值模拟揭示了在头部开始产生非对称涡,形成二次涡的机理以及在背风侧形成集中涡的过程。从而说明了采用集中涡来模拟这类流场的正确性,表明了二次涡对多个脱体集中涡形成的贡献。 展开更多
关键词 非对称涡系 旋成体 大迎角 N-S方程 侧向力 流场 湍流 求解 中心 数值计算方法
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低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究 被引量:8
4
作者 祝明红 孙海生 +2 位作者 金玲 汤伟 刘志涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期1-5,共5页
为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对Φ3.2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明:张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15... 为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对Φ3.2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明:张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。 展开更多
关键词 大迎角 张线尾撑 支架干扰 尾支杆 风洞实验
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飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究 被引量:8
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作者 王延奎 魏占峰 +2 位作者 邓学蓥 黄涛 丁兴志 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期433-441,共9页
采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,... 采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制. 展开更多
关键词 组合扰动主动控制技术 大迎角 非对称涡 微吹气扰动 微三块扰动
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三角翼大迎角绕流数值模拟中网格的影响研究 被引量:9
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作者 刘刚 周铸 +1 位作者 黄勇 陈作斌 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第4期481-485,共5页
在大迎角条件下的数值模拟,计算的结果往往是要受多方面因素的综合影响。本文对三角翼大迎角的定常绕流进行一系列数值模拟,详细研究了计算网格等因素对模拟结果的影响。得到了一些有益的结论。
关键词 大迎角绕流 数值模拟 计算网格
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细长体大迎角非对称涡流的数值研究 被引量:14
7
作者 杨云军 崔尔杰 周伟江 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第1期1-8,共8页
通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿... 通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制. 展开更多
关键词 细长体 非对称涡流 大迎角空气动力学 湍流模型 涡系结构 流体力学 主控方程 差分格式 扰动能量 截面侧向力 湍流模型
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Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究 被引量:7
8
作者 孙海生 祝明红 +1 位作者 黄勇 刘志涛 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期50-55,共6页
介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等。某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试... 介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等。某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求。 展开更多
关键词 战斗机 大迎角 模型姿态测量 振动 实时速压测量 连续扫描
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大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究 被引量:7
9
作者 王健磊 李华星 +2 位作者 孟宣市 刘锋 罗时钧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期34-38,共5页
设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在... 设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。 展开更多
关键词 单电极介质阻挡放电(SDBD) 等离子体激励器 主动流动控制 大迎角 细长旋成体
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头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响 被引量:6
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作者 王刚 邓学蓥 +1 位作者 刘沛清 王延奎 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第1期7-13,共7页
在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60&#... 在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1<CZ<3.5);而将尖头改为钝头,CZ的幅值比原来减小2/3(CZ<1),而且在某些滚转角下呈现侧向力分布基本为零的现象。文中分析了侧向力大幅度减小的机理,认为尖拱头部顶端变钝后,物面分离线由开式分离变为闭式分离,并且在顶端背风侧形成U形马蹄涡结构;马蹄涡的作用是约束背风侧2个主涡,抑制非对称的出现。 展开更多
关键词 头部钝度 大迎角空气动力学 涡系结构 飞行器 侧向力 实验
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2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究 被引量:7
11
作者 吴军强 范召林 +1 位作者 贺中 王元靖 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期43-48,共6页
介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术... 介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。 展开更多
关键词 高速风洞 大迎角 试验装置 试验技术
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75°/45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响 被引量:6
12
作者 冯亚南 吴成 +2 位作者 熊善文 刘日之 邢玉山 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第3期301-306,共6页
本文通过风洞试验和水洞试验研究了75°/45°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明,在涡破裂沿翼面向前发展的迎角范围内,外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。
关键词 分离流动 双三 大迎角 飞机
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低速大迎角尾撑支架干扰试验研究 被引量:9
13
作者 王勋年 祝明红 孙传宝 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期8-12,共5页
飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或... 飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议。 展开更多
关键词 尾撑 支架干扰 大迎角 试验研究 低速风洞
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高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验 被引量:7
14
作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 陈农 贾区耀 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第5期42-48,共7页
在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y... 在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现,迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同,但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段,而y向位移均无明显的阶段变化,但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化(总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。 展开更多
关键词 多体分离 风洞投放模型试验 子母弹抛壳 大迎角 高超声速
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大迎角非定常气动力建模方法研究 被引量:13
15
作者 孙海生 张海酉 刘志涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期733-737,共5页
以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了... 以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。 展开更多
关键词 大迎角 非定常气动力 数学模型
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利用DES方法对大迎角细长旋成体气动特性受俯仰振荡影响的数值研究 被引量:6
16
作者 夏明 李栋 +1 位作者 宋笔锋 叶瑞 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第4期372-380,共9页
采用DES(Detached-Eddy Simulation)对大攻角下细长旋成体俯仰振动的气动特性进行了数值模拟,分析俯仰振动对细长旋成体流场与气动力特性的影响。通过对背风面分离涡的强度和位置,流场形态,截面压强系数和侧向力系数的观察与分析,发现... 采用DES(Detached-Eddy Simulation)对大攻角下细长旋成体俯仰振动的气动特性进行了数值模拟,分析俯仰振动对细长旋成体流场与气动力特性的影响。通过对背风面分离涡的强度和位置,流场形态,截面压强系数和侧向力系数的观察与分析,发现施加小振幅、特定频率的俯仰振动对大迎角细长旋成体背风面流场有明显的控制能力,将改变流场结构,使背风面非对称流场趋于对称。 展开更多
关键词 细长旋成体 大迎角 DES方法 俯仰振动 非对称涡控制
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湍流度对飞行器模型大迎角气动特性影响的初步研究 被引量:5
17
作者 李峰 白存儒 +2 位作者 周伟 张崇忠 安龙 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期45-47,52,共4页
本文简要地阐述了在西北工业大学低(变)湍流度风洞中进行的湍流度对某战斗机简化模型在大迎角时气动特性影响的实验研究以及对实验结果的分析。实验的湍流度为:0.02%,0.10%和0.15%。实验结果表明,湍流度对大迎角时气动特性的影响是不可... 本文简要地阐述了在西北工业大学低(变)湍流度风洞中进行的湍流度对某战斗机简化模型在大迎角时气动特性影响的实验研究以及对实验结果的分析。实验的湍流度为:0.02%,0.10%和0.15%。实验结果表明,湍流度对大迎角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性。对于不同的迎角,湍流度对实验结果有明显不同的影响。当迎角小于20°时,湍流度对试验结果的影响不大。但当迎角大于20°时,湍流度的影响是显著的。 展开更多
关键词 大迎角 湍流度 风洞试验
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矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究 被引量:3
18
作者 王延奎 张永升 +2 位作者 邓学蓥 杨水锋 于晓伟 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第3期289-296,共8页
采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存... 采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变. 展开更多
关键词 大迎角 细长旋成体 矢量喷流 非对称流动 风洞实验
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基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法 被引量:4
19
作者 龙晋伟 潘文俊 +1 位作者 王立新 王志刚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期844-848,共5页
针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机... 针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定. 展开更多
关键词 大迎角 飞行控制 模型参考动态逆 飞行品质 基于任务
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80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性风洞实验研究(英文) 被引量:4
20
作者 孙海生 姜裕标 +1 位作者 刘志涛 史喆羽 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期6-12,共7页
在气动中心低速所Φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°。... 在气动中心低速所Φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空间流场结构演化规律进行了研究。试验雷诺数为0.49~1.3(×106),迎角为0°~60°。研究结果表明:不同实验手段获得的研究结果之间具有较好的相关性,该双三角翼在迎角30°时升力系数出现最大值,在迎角30°~37°之间,升力系数变化不大,之后升力系数急剧下降;迎角超过30°,前缘涡出现破裂,迎角由38°增至40°,吸力峰消失,压力系数骤降,迎角超过40°吸力峰完全消失,前缘涡完全破裂。 展开更多
关键词 双三 大迎角空气动力学 流动机理 风洞实验 涡破裂
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