畅利侠
- 作品数：6 被引量：27H指数：2
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 基于柱状粗糙元的边界层人工转捩试验研究被引量：19
- 2006年
- 为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性，逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法，本文针对GBM-04A战斗机标模，确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方，采用全模型测力和表面升华法对边界层转捩效果进行了试验研究。结果表明，对GBM-04A标模而言，粗糙元的最佳高度为h=0．09～0．11mm，在此范围选择粗糙元高度，不仅可以在模型上得到满意的人工转捩效果，而且不产生附加阻力；柱式转捩带具有传统金刚砂粗糙带不可比拟的显著优点，适合在高速风洞试验中推广应用。
- 黄勇钱丰学于昆龙何彬华畅利侠林学东
- 关键词：风洞试验高速风洞边界层转捩
- 柱状粗糙元及升华法在高速边界层转捩试验中的应用
- 为提高风洞试验模型边界层转捩模拟的准确性、可靠性和可操作性，逐步取代沿用多年的基于金刚砂粗糙带的转捩模拟方法，本文针对GBM-04A战斗机标模，确定了柱式转捩带的技术参数、制作方法和粗糙元配方，采用全模型测力和表面升华法...
- 黄勇钱丰学于昆龙何彬华畅利侠林学东
- 关键词：风洞试验高速风洞边界层转捩
- 文献传递
- 非圆截面弹体跨声速气动特性研究
- 对正方形截面、菱形截面、不同形状的梯形截面弹体跨声速气动特性进行了试验研究,获得了梯形侧面倾角参数化的试验结果,结果表明梯形侧面倾角对弹体气动特性有显著影响,马赫数对非圆截面弹体升力和阻力特性有明显影响。
- 钱丰学陈德华黄勇郭洪涛畅利侠
- 关键词：风洞试验跨声速气动特性
- 文献传递
- 消除小展弦比尾舵大舵偏非对称流动现象的方法研究
- 2016年
- 在前期的风洞试验结果中已经证实,跨声速条件下,俯仰舵偏角增大到一定程度时,呈开口布局的一对尾舵形成的翼尖涡会相互干扰,使得两侧的翼尖涡强度不同,形成非对称流动现象,进而使全弹产生较大的横侧向气动力,对尾舵的控制能力提出了挑战,需要开展消除非对称流动的方法研究。本文基于数值模拟方法对非对称流场随舵偏角的变化进行了研究,并对该非对称流动现象产生的机理进行了分析,基于此,在保持舵面效率不降低的情况下开展了消除非对称流动现象的方法研究。研究结果表明,随着舵偏角的增加,呈开口布局一对尾舵的翼尖涡距离逐渐减小,翼尖涡由弱的不对称性,逐渐发展直到其中的一侧翼尖涡消失,研究结果还表明通过尾舵前缘局部切角和降低尾舵根弦长的方法在保持尾舵效率不降低的情况下,能够有效消除非对称流动现象,对类似布局设计具有指导意义。
- 李巍李永红畅利侠史晓军杨可王晓冰
- 关键词：跨声速翼尖涡
- 旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理被引量：1
- 2016年
- 针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明:旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。
- 史晓军李永红刘大伟畅利侠杨可
- 关键词：前缘涡涡破裂
- 超声速条件下多体干扰与分离试验研究被引量：7
- 2014年
- 采用根据国外公开文献设计的类CAV模型,在0.6m×0.6m跨/超声速风洞中开展了多体干扰与分离网格测力试验研究,初步获得了典型多体飞行器分离过程中的气动特性变化规律。试验结果表明,载荷模型气动特性受分离位置变化影响非常明显。载荷模型沿轴向分离时,气动力(矩)逐步接近自由流中气动力(矩)值,载荷模型法向位置改变会引发其气动力(矩)值发生更为剧烈的变化。引发这种现象的原因有两个:一是尾迹和头激波的发展改变了不同轴向位置处载荷模型的表面流态,从而影响了其气动特性;二是母机模型底部流动具有明显的非对称膨胀特征,不同法向位置处流速大小和方向差异明显,导致载荷模型气动特性随法向位置变化更为剧烈。
- 王元靖钱丰学畅利侠易国庆陶洋
- 关键词：超声速激波干扰
