检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

空气动力学学报 2004年第2期22卷 237-240,244页

作者：王晋军赵霞王双峰展京霞北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位。本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响。实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有... 详细信息

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位。本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响。实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼。前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性。距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点。近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数。另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性。

关键词：鸭翼前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

放宽纵向静稳定性对战斗机布局升阻比特性的影响

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

南京航空航天大学学报 2008年第4期40卷 556-560页

作者：郑遂展京霞曹原昂海松南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016 成都飞机设计研究所成都610041

就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了... 详细信息

就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了两种布局配平升阻比特性不同的原因。研究结果表明:在典型的亚、跨和超声速马赫数下,如果不采用放宽纵向静稳定性技术,鸭式布局由于配平得到的升阻比收益一般低于常规布局的收益;鸭式布局由于采用放宽纵向静稳定性技术得到的配平升阻比收益明显高于常规布局。从配平升阻比特性的角度来看,鸭式布局比常规布局更加适于采用放宽纵向静稳定性技术。

关键词：纵向静稳定性升阻比鸭式布局配平

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

战斗机大迎角非定常气动力建模

航空学报 2020年第6期41卷 186-203页

作者：沈霖黄达吴根兴展京霞南京航空航天大学非定常空气动力学与流动控制工信部重点实验室南京210016 中国航空工业成都飞机设计研究所成都610091

针对目前大迎角非定常气动力模型大多基于单自由度风洞试验开展,且很难有效指导稳定性分析、控制律设计等工程实践的现状,基于偏航-滚转耦合运动风洞试验结果提出了一种大迎角非定常气动力β模型。该模型将非定常气动力分解为分别由... 详细信息

针对目前大迎角非定常气动力模型大多基于单自由度风洞试验开展,且很难有效指导稳定性分析、控制律设计等工程实践的现状,基于偏航-滚转耦合运动风洞试验结果提出了一种大迎角非定常气动力β模型。该模型将非定常气动力分解为分别由旋转矢量的模和其引起的姿态变化β两部分贡献,具有清晰的物理意义和简洁的表达形式,同时还能准确反映横航向耦合效应对非定常气动力的影响。分别使用该模型和目前工程实践中常用的混合模型对不同运动形式中的横航向气动力进行计算,同时进行了尾旋仿真,与风洞试验结果对比验证了该模型对于飞机大迎角非定常气动特性的预测精度。通过将建模参数向体轴分解获得能与目前飞行动力学分析方法兼容的局部线性化形式,理论解释并仿真复现了F-16XL试飞中出现的侧向扰动现象,验证了该模型的工程适用性。

关键词：大迎角非定常气动力偏航-滚转耦合气动力建模风洞试验

近距鸭翼高度对鸭翼-前掠翼布局纵向气动特性影响的实验研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

实验流体力学 2006年第2期20卷 50-54页

作者：展京霞王晋军赵霞李天北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

前掠翼布局由于其潜在的优越性,在未来战斗机的研究设计中将占有日益重要的地位。本文通过风洞测力实验,研究了近距鸭翼相对于前掠主机翼的高度对布局纵向气动性能的影响。实验结果表明:随着主机翼前掠角的增大,近距鸭翼布置高度逐渐增... 详细信息

前掠翼布局由于其潜在的优越性,在未来战斗机的研究设计中将占有日益重要的地位。本文通过风洞测力实验,研究了近距鸭翼相对于前掠主机翼的高度对布局纵向气动性能的影响。实验结果表明:随着主机翼前掠角的增大,近距鸭翼布置高度逐渐增加可获得较好的气动特性。

关键词：前掠翼近距鸭翼升力阻力升阻比

三角翼作俯仰运动时水洞测力和流动显示实验研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

空气动力学学报 2007年第2期25卷 183-188页

作者：展京霞王晋军郭辉刘旺开北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

基于水洞中三角翼模型的动态测力和流动显示实验,讨论了俯仰运动的起始角、运动幅度和运动速率对三角翼俯仰运动时的气动特性和流动结构的影响。三角翼的气动力在俯仰运动中会产生“迟滞”或“过冲”现象。中等攻角以上,上仰运动推迟了... 详细信息

基于水洞中三角翼模型的动态测力和流动显示实验,讨论了俯仰运动的起始角、运动幅度和运动速率对三角翼俯仰运动时的气动特性和流动结构的影响。三角翼的气动力在俯仰运动中会产生“迟滞”或“过冲”现象。中等攻角以上,上仰运动推迟了三角翼的失速,大幅度增大了三角翼的升力系数。俯仰运动起始角和运动幅度的影响大小与其对应的静态三角翼流态有关,三角翼在涡破裂流态和完全分离流态之间作俯仰运动时,上仰时升力系数将始终高于下俯时的升力系数,运动中存在显著迟滞。迟滞的大小也受俯仰速率的影响。

关键词：水洞测力流动显示三角翼俯仰运动迟滞

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

圆柱尾迹影响下近壁湍流低速条带的特征

流体力学实验与测量 2003年第3期17卷 45-48页

作者：王双峰王晋军展京霞北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

利用氢气泡流动显示方法,对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析。结果表明:与没有尾迹扰动的情况相比,在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小,圆柱距离壁面较近时这种减小更显著,可达到22％;而当圆柱... 详细信息

利用氢气泡流动显示方法,对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析。结果表明:与没有尾迹扰动的情况相比,在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小,圆柱距离壁面较近时这种减小更显著,可达到22％;而当圆柱离壁面较远时,尾迹对条带平均间距的影响减弱,其最大减小量的出现向下游推迟。另一方面,尾迹的作用并未使条带间距的统计分布性质发生改变,它们仍然符合对数正态规律。

关键词：圆柱尾迹湍流边界层近壁区低速条带流动显示机翼

Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

兵工学报 2004年第3期25卷 363-367页

作者：展京霞王晋军李亚臣北京航空航天大学流体力学研究所北京100083

本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对 70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响 (基于三角翼根弦长的实验雷诺数为 3.16× 10 5) .实验结果表明 ,Gurney襟翼对以涡升力为主的平板三角翼仍有明显的增升作用 ;在较大的升力系数下 ,Gurne... 详细信息

本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对 70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响 (基于三角翼根弦长的实验雷诺数为 3.16× 10 5) .实验结果表明 ,Gurney襟翼对以涡升力为主的平板三角翼仍有明显的增升作用 ;在较大的升力系数下 ,Gurney襟翼使相同升力系数下的阻力系数降低 ,从而使三角翼升阻比增加 ;相对高度为 2 .0 %、2 .5 %的Gurney襟翼带来的升阻比相对增量最突出 ,可达 4 0

关键词：风洞实验流体力学三角翼升力系数升阻比 Gurney襟翼

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

平板扰流片高度对壁面压力分布的影响

水利学报 2002年第3期33卷 39-43页

作者：张攀峰王晋军展京霞北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系北京100083

在风洞中研究了扰流片高度和底部间隙对平板扰流片引起的底板壁面压力分布的影响 .用电子扫描阀测量的压力分布结果表明 ,底部没有间隙时 ,扰流片高度的增加不影响扰流片前后分离点、再附点以及主涡相对位置的变化 ;而下游回流区二次涡... 详细信息

在风洞中研究了扰流片高度和底部间隙对平板扰流片引起的底板壁面压力分布的影响 .用电子扫描阀测量的压力分布结果表明 ,底部没有间隙时 ,扰流片高度的增加不影响扰流片前后分离点、再附点以及主涡相对位置的变化 ;而下游回流区二次涡的相对高度随着扰流片高度的增加而增加 ,导致该区域无量纲压力系数绝对值减小 .底部相对间隙在 0 8～ 2 0之间时 ,扰流片高度小于边界层厚度时的壁面平均压力比扰流片高度大于边界层厚度时小 30 %左右 .底部间隙对各种扰流片引起的壁面压力分布的影响趋势完全相似 .

关键词：流动分离流动再附扰流片压力分布丁坝

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

尖顶弯折三角翼气动特性研究

力学与实践 2002年第3期24卷 12-15页

作者：展京霞徐燕王晋军北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系北京100083

对75°后掠三角翼在40%根弦处弯折引起的升阻特性及俯仰特性的变化进行了低速风洞实验研究,初步分析了尖顶弯折对三角翼气动特性的影响趋势．得出尖顶弯折在低速大攻角下,可以使升力系数Cy增大、升阻比提高,并推迟失速攻角αmax,从而说... 详细信息

对75°后掠三角翼在40%根弦处弯折引起的升阻特性及俯仰特性的变化进行了低速风洞实验研究,初步分析了尖顶弯折对三角翼气动特性的影响趋势．得出尖顶弯折在低速大攻角下,可以使升力系数Cy增大、升阻比提高,并推迟失速攻角αmax,从而说明顶部弯折对三角翼气动特性的改善作用是显著的．

关键词：三角翼尖顶弯折角风洞实验升力系数升阻比气动特性