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联翼布局俯仰力矩非线性变化特性的数值模拟

北京航空航天大学学报 2012年第7期38卷 862-866页

作者：王延奎单继祥田伟邓学蓥北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

联翼布局飞机具有优良的升阻特性,是下一代亚声速飞机优先选择的气动布局型式之一,但在某些情况下其俯仰力矩随迎角的增大会表现出较强的非线性变化特点.针对该问题,在Ma=0.75条件下,采用数值模拟方法对某亚声速联翼布局气动性能及其绕... 详细信息

联翼布局飞机具有优良的升阻特性,是下一代亚声速飞机优先选择的气动布局型式之一,但在某些情况下其俯仰力矩随迎角的增大会表现出较强的非线性变化特点.针对该问题,在Ma=0.75条件下,采用数值模拟方法对某亚声速联翼布局气动性能及其绕流流场进行研究,通过对各部件气动特性分析,结合不同前翼绕流流动状态下前/后翼绕流场特点及截面气动力分布特点,揭示了前翼对后翼绕流流场干扰是引起其俯仰力矩非线性变化的主要原因.计算结果表明:在一定迎角下,该联翼布局飞机前翼绕流发生分离,从而影响后翼绕流流场,引起后翼气动效率下降,导致全机俯仰力矩随飞机迎角发生非线性上扬,对该机飞行性能的提高带来严重影响.

关键词：联翼布局俯仰力矩特性气动干扰数值模拟

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钝头旋成体背涡迎角效应的分区性态

北京航空航天大学学报 2018年第10期44卷 2134-2140页

作者：齐中阳王延奎曹鹏空气动力学国家重点实验室绵阳621000 北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083 上海航天控制技术研究所上海200233

为了实现空空导弹的高机动性,基于模型后体直径D以及试验风速的雷诺数Re_D=1.54×10~5,通过风洞测力和测压试验对钝头旋成体背涡流动特性随迎角的演化形式进行了研究。根据对模型不同迎角下所受侧向力、截面压力分布以及截面侧向力系数... 详细信息

为了实现空空导弹的高机动性,基于模型后体直径D以及试验风速的雷诺数Re_D=1.54×10~5,通过风洞测力和测压试验对钝头旋成体背涡流动特性随迎角的演化形式进行了研究。根据对模型不同迎角下所受侧向力、截面压力分布以及截面侧向力系数随时间波动情况的分析,确定了不同迎角下的钝头旋成体背涡流动形式。以此划分了4个迎角分区:附着流动区(α≤10°)、对称涡流动区(10°50°)。对各迎角分区的背涡流动特性进行了详细讨论。

关键词：钝头旋成体背涡结构迎角效应非对称流动大迎角空气动力学

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头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

空气动力学学报 2004年第1期22卷 7-13页

作者：王刚邓学蓥刘沛清王延奎北京航空航天大学流体所北京100083

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... 详细信息

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

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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高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

北京航空航天大学学报 2004年第5期30卷 429-433页

作者：张东俊王延奎邓学蓥北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设... 详细信息

采用数值模拟方法研究在设计点 (马赫数 6,迎角 0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性 ,以及在非设计点时该乘波体的气动特性 ,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性 .研究表明 :基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的 ;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时 ,可得到乘波体最大升阻比为 3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案 ;

关键词：升阻比气动构型气动特性乘波体单级入轨压差阻力

我国基层政府城市管理体制创新研究——以深圳市龙岗区“城管在社区”改革为例

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湖北社会科学 2014年第11期 48-52页

作者：王延奎武汉大学政治与公共管理学院湖北武汉430072

城市管理体制创新对提高政府社会管理水平具有重要意义,也是构建社会主义和谐社会的必要举措。深圳市龙岗区"城管在社区"改革的本质是将社会力量引入到基层政府城市管理中来,以弥补政府和市场在城市管理中的不足,从而在基层形成一种政... 详细信息

城市管理体制创新对提高政府社会管理水平具有重要意义,也是构建社会主义和谐社会的必要举措。深圳市龙岗区"城管在社区"改革的本质是将社会力量引入到基层政府城市管理中来,以弥补政府和市场在城市管理中的不足,从而在基层形成一种政府、市场和社会分工合作的城市治理体制。

关键词：基层政府城市管理体制 “城管在社区”

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前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

北京航空航天大学学报 2006年第12期32卷 1408-1412页

作者：柏楠邓学蓥王延奎北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保... 详细信息

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.

关键词：涡流动空气动力学雷诺数压力测量风洞模拟

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前体边条控制技术对航向静稳定性的影响

北京航空航天大学学报 2016年第10期42卷 2180-2188页

作者：闻静王延奎邓学蓥北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可... 详细信息

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。

关键词：航向静稳定性翼身涡尾流前体边条偏航力矩垂尾

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攻角拉起时前体非对称涡诱导机翼摇滚运动

北京航空航天大学学报 2015年第11期41卷 2078-2084页

作者：徐思文邓学蓥王延奎北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

针对目前前体非对称涡诱导机翼摇滚研究时攻角往往处于静态而没有考虑攻角动态拉起的问题,在北航D4风洞中采用细长旋成体与30°后掠翼的组合体模型,通过不同拉起速度下的机翼摇滚运动实验,分析了攻角拉起速度对前体非对称涡诱导机翼摇... 详细信息

针对目前前体非对称涡诱导机翼摇滚研究时攻角往往处于静态而没有考虑攻角动态拉起的问题,在北航D4风洞中采用细长旋成体与30°后掠翼的组合体模型,通过不同拉起速度下的机翼摇滚运动实验,分析了攻角拉起速度对前体非对称涡诱导机翼摇滚运动的影响及影响产生的原因;随后通过在快速拉起摇滚运动过程中进行模型表面压力测量,研究了快速拉起机翼摇滚的流动机理.实验结果表明,由于机翼摇滚运动的时间随攻角拉起速度增加而减少,使得在3个不同的拉起速度分区内,摇滚运动呈现为不同的运动形态,其中第3个快速拉起分区内的摇滚运动为与攻角静态时完全不同的类正弦摇滚运动形态.与攻角静态时机翼摇滚的流动机理不同,快速拉起时这种类正弦摇滚运动主要源于前体非对称涡随攻角的演化,前体非对称涡随滚转角的涡型切换不再重要.

关键词：攻角拉起前体非对称涡机翼摇滚类正弦运动流动机理

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Herbst机动中的摇滚运动试验研究

北京航空航天大学学报 2023年第5期49卷 1083-1098页

作者：李乾王延奎贾玉红北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

为了研究新型战斗机布局在Herbst机动中的非指令摇滚运动问题,研制了模拟Herbst机动运动的风洞试验装置,发展了运动/流动同步测量技术;借助试验装置,研究了尖侧缘机身布局在Herbst机动中的摇滚运动形态,找到了摇滚运动产生的主要阶段,... 详细信息

为了研究新型战斗机布局在Herbst机动中的非指令摇滚运动问题,研制了模拟Herbst机动运动的风洞试验装置,发展了运动/流动同步测量技术;借助试验装置,研究了尖侧缘机身布局在Herbst机动中的摇滚运动形态,找到了摇滚运动产生的主要阶段,分析了运动参数对摇滚运动的影响规律。结果表明:Herbst机动中的摇滚运动主要来自于俯仰拉起阶段,圆锥运动阶段对摇滚运动基本没有影响;在俯仰拉起阶段,摇滚运动随拉起速度可分为准静态区、过渡区和类正弦区;在快速拉起的类正弦区,当拉起减缩频率为0.01时,拉起中的摇滚运动曲线在俯仰角50°之前基本重合,在俯仰角50°之后较为分散,在一定的俯仰角范围内,拉起减缩频率可作为尖侧缘机身布局拉起摇滚运动的无量纲参数。

关键词： Herbst机动机翼摇滚尖侧缘机身布局风洞试验拉起减缩频率