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三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用
被引量：
12
1
作者
钟世东
李巍
+2 位作者
苏继川
李永红
贺中
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期113-118,共6页
在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行...
在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。
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关键词
飞翼标模
洞壁干扰
数值
模
拟
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职称材料
小展弦比飞翼标模FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究
被引量：
3
2
作者
李鸿岩
王祥云
+1 位作者
杨希明
王世红
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期131-137,共7页
为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解N-S方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修...
为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解N-S方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma=1.0左右达最大,经过修正的FL-2风洞的跨声速试验结果,与FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。
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关键词
壁压
洞壁干扰
飞翼标模
非线性
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职称材料
飞翼模型高速风洞PIV试验研究
被引量：
4
3
作者
杨可
蒋卫民
+1 位作者
熊健
李玉平
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第3期313-318,共6页
对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速...
对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。
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关键词
2.4米跨声速风洞
小展弦比
飞翼标模
PIV
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职称材料
题名
三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用
被引量：
12
1
作者
钟世东
李巍
苏继川
李永红
贺中
机构
中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期113-118,共6页
文摘
在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。
关键词
飞翼标模
洞壁干扰
数值
模
拟
Keywords
flying wing calibration model
wind tunnel wall interference
numerical simulation
分类号
V211.71 [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
小展弦比飞翼标模FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究
被引量：
3
2
作者
李鸿岩
王祥云
杨希明
王世红
机构
中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016年第1期131-137,共7页
文摘
为了满足现代风洞试验精细化要求,提高风洞试验数据精准度,开展跨声速开孔壁洞壁干扰修正方法研究。本文利用实测壁压信息构造开孔壁边界条件,通过求解N-S方程,模拟试验模型在风洞中的绕流场,建立基于壁压信息的跨声速洞壁干扰非线性修正方法。不同于线性修正方法,本方法可用于各种复杂外形飞行器的亚、跨声速开孔壁洞壁干扰修正,结合小展弦比飞翼标模风洞试验数据,对其在FL-2风洞试验数据开展洞壁干扰特性研究。洞壁干扰修正结果表明,洞壁干扰量随马赫数变化呈增长趋势,Ma=1.0左右达最大,经过修正的FL-2风洞的跨声速试验结果,与FL-26风洞近似无干扰试验结果吻合良好。
关键词
壁压
洞壁干扰
飞翼标模
非线性
Keywords
wall pressure
wall interference
flying wing
nonlinear method
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
飞翼模型高速风洞PIV试验研究
被引量：
4
3
作者
杨可
蒋卫民
熊健
李玉平
机构
中国空气动力研究与发展中心
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015年第3期313-318,共6页
文摘
对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核,并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试,试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明,2.4m风洞PIV试验数据具有较高的准确度,M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%,M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示,M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大,涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时,翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂,上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时,前缘涡破碎时机提前,当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。
关键词
2.4米跨声速风洞
小展弦比
飞翼标模
PIV
Keywords
2.4mtransonic wind tunnel
low-aspect-ratio
flying-wing model
PIV
分类号
V211.74 [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
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用
钟世东
李巍
苏继川
李永红
贺中
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016
12
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
小展弦比飞翼标模FL-2风洞跨声速开孔壁干扰特性修正研究
李鸿岩
王祥云
杨希明
王世红
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2016
3
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
飞翼模型高速风洞PIV试验研究
杨可
蒋卫民
熊健
李玉平
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2015
4
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职称材料
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