小翼羽掠角对机翼增升效果的影响 被引量：1

1

作者 唐钰涵 王将升 王晋军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期76-84,I0002,共10页

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影... 鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。 展开更多

关键词 小翼羽 掠角 风洞 粒子图像测速 前缘涡 增升 流动控制 仿生流体力学 实验

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基于粒子图像分割的混合PIV-PTV算法

2

作者 李拓 张清福 +6 位作者 潘翀 陈爽 申俊琦 王宏伟 李晓辉 黄湛 王晋军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期68-75,I0002,共9页

粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要... 粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要采用更大的查询窗口以降低测量的不确定度,但会带来空间分辨率低的实际问题。而粒子追踪测速法(particle tracking velocimetry,PTV)追踪单个示踪粒子的跨帧位移,具有比PIV更高的空间分辨率,但难以适用于粒子浓度高的稠密区。针对PIV、PTV各自的优点,本文发展了一种基于粒子图像分割的混合PIV-PTV测速技术。首先定义了基于维诺多边形的粒子局部浓度量度,用以计算示踪粒子在粒子图像上的局部浓度场;其次通过设定的浓度阈值对粒子进行二分类,使用基于高斯核函数的支持向量机寻找出最优的分类边界,从而实现对粒子图像的粒子稀疏区和稠密区的划分;最后对两个区域分别使用PIV和PTV进行速度场计算,并合并为完整的速度场输出。仿真结果表明,上述方法可实现对粒子图像中的示踪粒子稀疏区和稠密区的自动划分,有效提高速度场测量的空间分辨率。将该方法应用在马赫数Ma=6的湍流边界层近壁测量中,可有效解决高速条件下粒子因强剪切难以进入边界层近壁区的问题,显著提高对近壁流动的解析能力。 展开更多

关键词 粒子图像测速 混合PIV-PTV 粒子图像分割 支持向量机 维诺多边形

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水凝胶延迟水下回转体边界层自然转捩机理研究

3

作者 刘建华 张彬 +4 位作者 徐良浩 张占阳 潘翀 张永明 朱文博 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期1-13,共13页

水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场... 水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场大视场PIV实验测试,采用多路径积分算法对SUBOFF模型周围脉动压力场进行估算;结合刚性SUBOFF模型边界层流动线性稳定性分析与PIV流场测试结果,获得刚性SUBOFF模型边界层自然转捩特性;采用“比光强”算法,对低速水洞中水凝胶表面SUBOFF模型局部形变与近壁区速度场进行频谱分析,揭示水凝胶表面流−固耦合作用机制;基于法向瞬时速度分量的连续子波变换,对边界层瞬时流场间歇性进行分析,揭示水凝胶在流−固耦合作用下延迟SUBOFF模型边界层自然转捩的机理。 展开更多

关键词 水下航行体 自然转捩 流动稳定性 转捩延迟 水凝胶超材料

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水下航行体边界层转捩流动结构实验研究

4

作者 刘瑶瑶 潘翀 +1 位作者 郭辉 刘建华 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期14-22,共9页

采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型... 采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35×10^(5)。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。 展开更多

关键词 边界层转捩 流动显示 有限时间李雅普诺夫指数 湍流/非湍流界面

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反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

5

作者 曹晴晴 李岩 +1 位作者 张欣羡 周毅 《气体物理》 2024年第1期1-11,共11页

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中... 湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。 展开更多

关键词 射流 化学反应 湍流/非湍流界面层 标量输运 条件平均统计

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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

6

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 微三角块扰动

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低速风洞PIV实验中的示踪粒子投放技术 被引量：10

7

作者 陈莹 邓学蓥 +2 位作者 王延奎 王兵 董超 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期78-81,共4页

使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其... 使用Dantec公司的FlowMap PIV系统,在低速风洞中测量二维风速,研究PIV在实际流场测量中的示踪粒子投放技术。实验中使用不同的方式散播示踪粒子测量二维风速,通过对实测风速及流场均匀度的比较,得出在实验段出口处向风洞投放粒子,使其在风洞中循环的方法是最佳散播粒子方式的结论,该方法不仅在小风速下可用,在风速60m/s下也可获得清晰的流场测量图片。 展开更多

关键词 PIV 涡结构 非对称背涡 空气动力学实验

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基于流动显示的翼尖涡不稳定频率测量 被引量：5

8

作者 薛栋 潘翀 李广超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期837-843,共7页

翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不... 翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不稳定模态的频率,2种方法得到的频率相对误差最大不超过5%。研究结果表明:涡对的空间运动通常展现出长波与短波模态的耦合,涡核的高频短波振荡耦合在低频长波摆动中,以前者为主要含能模态;短波不稳定性的无量纲振荡频率随雷诺数的增大而增大、随机翼攻角的增大而减小。 展开更多

关键词 翼尖涡 流动显示 短波不稳定性 频率 动力学模态分解

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三角翼前缘涡破裂形式及特性研究 被引量：8

9

作者 吕志咏 祝立国 张明禄 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第1期113-118,共6页

基于流动显示和PIV技术测量的实验结果,对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论．通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下,涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反,及双螺旋破裂形式的存在等．进而对螺... 基于流动显示和PIV技术测量的实验结果,对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论．通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下,涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反,及双螺旋破裂形式的存在等．进而对螺旋波的形成机理提出了与有关文献不同的看法． 展开更多

关键词 前缘涡 涡破裂 螺旋波 涡核 涡量 双螺旋破裂 三角翼

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双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究 被引量：10

10

作者 吕志咏 张明禄 高杰 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期13-16,22,共5页

在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振... 在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。 展开更多

关键词 三角翼 双立尾 抖振 螺旋波

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基于科研问题的力学综合实验教学研究与实践 被引量：7

11

作者 马宝峰 李岩 +6 位作者 郭辉 王海文 万连 潘晓丽 赵小虎 蔡楚江 白涛 《力学与实践》 CSCD 北大核心 2012年第1期103-105,共3页

探索了基于科研问题的力学实验教学方法,并在北京航空航天大学本科生流体力学综合实验教学中进行了教学实践.该实验教学方法不侧重传授具体的知识和实验技能,而是更加关注学生解决问题的思路和对科研基本流程的训练,从而使本科生在做毕... 探索了基于科研问题的力学实验教学方法,并在北京航空航天大学本科生流体力学综合实验教学中进行了教学实践.该实验教学方法不侧重传授具体的知识和实验技能,而是更加关注学生解决问题的思路和对科研基本流程的训练,从而使本科生在做毕业设计之前对做科研的方法有个基本的认识. 展开更多

关键词 实验教学 流体力学 科研问题 教学改革

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飞机尾流控制的SPIV实验研究 被引量：7

12

作者 黄烁桥 申功炘 +2 位作者 Robert Konrath Carl F.v. Carmer Kompenhans Jürgen 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期18-22,共5页

利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情... 利用简化的飞机模型,通过改变尾翼的迎角及展弦比,试图建立一种能加速自我消亡的尾流涡系统。该实验在拖曳水槽中进行,运用SPIV(体视粒子图像测速技术)系统进行测量,获得了一系列空间切面的2D/3C(二维/三分量)数据,给出了三种不同尾翼情况(两种有尾翼情况及一种无尾翼情况)下的SPIV观测结果,并将这几种情况作了对比。 展开更多

关键词 尾流涡 SPIV Rayleigh-Ludwieg不稳定性 飞机模型 水槽

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激励强度对等离子体合成射流的影响 被引量：5

13

作者 张攀峰 戴晨峰 +1 位作者 刘爱兵 王晋军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期228-232,共5页

通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而... 通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而导致涡核更加远离壁面,并被拉伸变长。对于等离子体合成射流的时均流场,其中轴线上的流向速度随着激励强度增大整体变大。在较小的激励强度下,射流半宽度随着激励强度的增大而增大;而激励强度很大时(>6 Dc0),激励强度对半宽度基本没有影响。沿流向的动量通量也随激励强度的增大单调增加。 展开更多

关键词 等离子体 合成射流 激励强度 数值模拟

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旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究 被引量：4

14

作者 邓学蓥 柏楠 +2 位作者 马宝锋 陈莹 王延奎 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第B12期48-52,共5页

本文利用长细比为3．0的尖拱形头部，其后为圆柱段，整体长细比为6．0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的胁D数效应及其分区性态的实验... 本文利用长细比为3．0的尖拱形头部，其后为圆柱段，整体长细比为6．0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的胁D数效应及其分区性态的实验研究，其胁。数变化范围是0．6×10^5-13．3×10^5。文内首先研究和详细讨论了不同胁。数下非对称涡性态的分区特性；其次，为了研究湍流分离下过临界非对称涡流动的性态及其忍。数效应，本文发展了利用粘贴转捩带或转捩丝的人工转捩实验技术；在此基础上详细研究了过临界胁。数下非对称涡流动的性态包括流动的确定性、头部扰动周向位置变化引起非对称涡的演化规律以及过临界区的胁数影响规律。 展开更多

关键词 非对称涡 Re数效应 人工转捩 大迎角空气动力学

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玻璃纤维复合材料的原子氧剥蚀效应试验研究 被引量：6

15

作者 赵小虎 沈志刚 +1 位作者 王鑫 邢玉山 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1347-1349,1405,共4页

对两种玻璃纤维复合材料开展了原子氧效应的地面模拟试验研究。总结了试验前后试样质量及表面形貌的变化规律,计算得到了材料的剥蚀率。试验结果表明,随着原子氧累积通量的增大,玻璃纤维复合材料的质量和体积损失减慢。经分析认为,在原... 对两种玻璃纤维复合材料开展了原子氧效应的地面模拟试验研究。总结了试验前后试样质量及表面形貌的变化规律,计算得到了材料的剥蚀率。试验结果表明,随着原子氧累积通量的增大,玻璃纤维复合材料的质量和体积损失减慢。经分析认为,在原子氧与复合材料的作用过程中,树脂优先被剥蚀,而将纤维暴露在外,由于玻璃纤维对底层树脂基体的遮挡作用,导致在原子氧效应试验后期,玻璃纤维复合材料的剥蚀速度减缓。 展开更多

关键词 原子氧效应 复合材料 地面模拟试验

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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

16

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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环境风对直接空冷系统塔下热回流影响的试验研究 被引量：28

17

作者 赵万里 刘沛清 《动力工程》 EI CSCD 北大核心 2008年第3期390-394,共5页

对发电厂空冷系统热回流产生的原因及其危害进行了分析,提出了定量分析热回流的评价标准.在直接空冷系统模型内导入恒温热水构成循环系统,在低速风洞中对直接空冷模型进行热效应试验研究,并在不同来流条件下,通过测量风机入口和翅片管... 对发电厂空冷系统热回流产生的原因及其危害进行了分析,提出了定量分析热回流的评价标准.在直接空冷系统模型内导入恒温热水构成循环系统,在低速风洞中对直接空冷模型进行热效应试验研究,并在不同来流条件下,通过测量风机入口和翅片管束出口空气的温度,计算各测点回流率的大小,探求环境来流风速和风向的变化对空冷塔下回流率的影响,结果发现在实验风速范围内,空冷塔下平均回流率随着来流风速的增加而增加,不同来流风速下空冷塔下平均回流率随风向角变化趋势基本相同;实验风向角β=0时,空冷塔下平均回流率最大. 展开更多

关键词 能源与动力工程 火力发电厂 空冷系统 环境风 回流率 评价标准

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精确复现机翼摇滚运动的控制技术 被引量：7

18

作者 王兵 黄存栋 +1 位作者 马宝峰 邓学蓥 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2009年第1期79-84,104,共7页

为快速、精确地复现自由摇滚实验得到的机翼摇滚运动,在控制伺服电机的传统PID参数基础上增加了基准速度修正系数Kv,并将其视作PID参数的一部分,在此基础之上给出了一种PID参数的快速估计方法。利用该方法可以快速得到不同试验状态下控... 为快速、精确地复现自由摇滚实验得到的机翼摇滚运动,在控制伺服电机的传统PID参数基础上增加了基准速度修正系数Kv,并将其视作PID参数的一部分,在此基础之上给出了一种PID参数的快速估计方法。利用该方法可以快速得到不同试验状态下控制伺服电机复现机翼摇滚运动的PID参数,提高了调试反馈控制量的效率。同时,发现在进行PID参数调节之前对速度时序曲线进行光滑化预处理,能为进一步进行PID调节打下坚实基础,提高电机驱动模型复现机翼摇滚运动的精度。最后,通过风洞试验对给出的方法进行了实验验证。 展开更多

关键词 机翼摇滚 风洞试验 PID控制 伺服电机 运动复现

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前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究 被引量：4

19

作者 王兵 邓学蓥 +1 位作者 马宝峰 荣臻 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第5期525-535,共11页

针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对... 针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。 展开更多

关键词 机翼摇滚 风洞 人工转捩 过临界 雷诺数

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全动翼尖对无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究 被引量：15

20

作者 左林玄 王晋军 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第2期132-137,共6页

通过风洞实验对无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和全动翼尖的操纵效能进行了研究。结果表明,此布局飞机是纵向静稳定的,但零升俯仰力矩系数为负值,这对飞机的起降不利。全动翼尖作动时将增加飞机的阻力,降低全机的最大升阻比,产生抬头... 通过风洞实验对无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和全动翼尖的操纵效能进行了研究。结果表明,此布局飞机是纵向静稳定的,但零升俯仰力矩系数为负值,这对飞机的起降不利。全动翼尖作动时将增加飞机的阻力,降低全机的最大升阻比,产生抬头力矩。全动翼尖单侧作动可在升力基本保持不变的条件下提供偏航力矩,但同时也伴随着较大的滚转力矩和俯仰力矩。此外,全动翼尖的单侧作动和侧力是弱耦合的。全动翼尖同步作动的纵向特性和单侧作动规律相似,但幅度相对要大。 展开更多

关键词 飞翼布局 全动翼尖 操稳 偏航

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