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空气动力学学报 2007年第2期25卷 205-210页

作者：李劲杰杨青杨永年西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°-40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,... 详细信息

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°-40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明：该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。

关键词：双垂尾抖振 Euler方程涡破裂根部弯矩

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边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究

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实验流体力学 2006年第3期20卷 29-32,38页

作者：李劲杰杨青杨永年牟让科齐丕骞张积亭西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072 中国飞机强度研究所陕西西安710065

对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围：10°-40°，风速：50m／s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力，并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯... 详细信息

对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围：10°-40°，风速：50m／s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力，并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明，通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致，得到的垂尾抖振起始迎角相同，这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的；随迎角增大，边条涡破裂流的能量不断增加，且越来越集中于低频范围，但当迎角过大时，边条涡的破裂点远离垂尾，破裂涡的能量耗散很大，从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。

关键词：双垂尾抖振边条涡起始迎角根部弯矩

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边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究

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西北工业大学学报 2006年第3期24卷 281-285页

作者：杨青李劲杰杨永年牟让科张积亭齐丕骞西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072 中国飞机强度研究所陕西西安710065

对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂... 详细信息

对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。

关键词：双垂尾抖振边条翼布局根部弯矩翼尖加速度

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边条翼布局双垂尾抖振实验与数值研究

边条翼布局双垂尾抖振实验与数值研究

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作者：李劲杰西北工业大学

学位级别：硕士

本文对新一代战斗机广泛采用的气动布局形式——边条翼双垂尾布局的垂尾抖振特性进行了深入研究,包括风洞实验研究和数值模拟研究。实验研究方面的内容和成果主要有四个方面: (1)边条翼布局飞机模型双垂尾抖振风洞实验研究。设计了双... 详细信息

本文对新一代战斗机广泛采用的气动布局形式——边条翼双垂尾布局的垂尾抖振特性进行了深入研究,包括风洞实验研究和数值模拟研究。实验研究方面的内容和成果主要有四个方面: (1)边条翼布局飞机模型双垂尾抖振风洞实验研究。设计了双垂尾抖振响应测量的实验方案,并初步研究了某边条翼布局的飞机模型的双垂尾抖振响应特性。通过实验检验了实验方案的正确性、可行性,并通过垂尾的根部弯矩测量和翼尖加速度测量得到了双垂尾的抖振响应曲线和抖振起始迎角,掌握了边条翼布局的双垂尾抖振响应随迎角变化的规律,即在抖振起始迎角之前,双垂尾的抖振响应很小且基本不随迎角变化,当迎角超过抖振起始迎角时,抖振响应急剧增加并在某一迎角范围达到最大值,之后抖振响应逐渐降低。 (2)边条翼布局飞机模型双垂尾抖振发生机理风洞实验研究。通过激光片光源流场显示技术研究了边条涡随迎角的发展和破裂特性,以及垂尾附近的破裂涡流场。结合该模型的垂尾抖振实验表明,该边条翼布局模型的垂尾抖振响应随迎角的变化特性与边条涡流场随迎角的发展和破裂特性是一致的,从而验证了边条破裂涡是引起双垂尾抖振的主要原因。 (3)边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力的风洞实验研究。测量和研究了垂尾表面脉动压力随迎角的变化特性,并将垂尾表面脉动压力积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。将压力积分所得的根部弯矩响应曲线与垂尾根部应变片所测得的根部弯矩响应曲线比较发现二者符合得很好,从而进一步验证了边条翼布局的双垂尾抖振是由边条涡破裂气流作用在垂尾表面上的脉动载荷引起的,并且这种振动属于强迫振动。 (4)边条翼布局各主要参数对其双垂尾抖振响应的影响研究。通过翼根弯距测量,翼尖加速度测量和表面脉动压力测量研究了边条后掠角,机翼后掠角,垂尾的展向、弦向位置等主要参数对双垂尾抖振响应的影响。为工程应用和型