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国家自然科学基金(10432020): 作品数：23 被引量：55H指数：5; 相关作者：邓学蓥王延奎孙德军马东军柳阳更多>>; 相关机构：北京航空航天大学中国科学技术大学更多>>; 发文基金：国家自然科学基金高等学校学科创新引智计划国防科技技术预先研究基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术理学文化科学水利工程更多>>

鸭翼/边条对融合体型机身大攻角气动特性影响: 2010年; 通过对融合体型机身进行表面测压和PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示实验,研究了大攻角下鸭翼/边条对机身气动特性的影响规律.结果表明:加装鸭翼后攻角小于50°时机头区流动变化不大,超过50°攻角后,机头区法向力显著下降,并且随着攻角增加受影响区域向头部方向扩大;加装鸭翼致使鸭翼区截面法向力大幅增加.加装边条改善了边条区流动,边条涡对机头涡产生有利诱导,增大了边条区法向力.加装边条/鸭翼时,对机头区及鸭翼区流场的影响由鸭翼起主控作用,对边条区流场的影响由边条起主控作用.; 范国磊邓学蓥王延奎田伟; 关键词：大攻角气动特性

前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性被引量：2: 2009年; 通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域（0.13×10^6~0.81×10^6）的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离（Tr）,而高位涡侧仍处于亚临界层流分离（L）,非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。; 柏楠邓学蓥马宝峰王延奎; 关键词：大迎角空气动力学前体非对称涡流动

Recent progress on the study of asymmetric vortex flow over slender bodies被引量：10: 2008年; 船身前半部旋涡流动和它的流动控制的调查在学术地和工程应用程序区域里有大重要性。很多报纸和许多评论报纸被出版了。然而船身前半部在这研究回答不对称的旋涡，象尖端不安效果那样的三个问题，雷纳兹数字效果和流动不稳定性少些被学习并且因此没完全理解。那么多研究仍然在最近的年里正在研究这些问题。提供最近的研究的评论的现在的论文尝试在开始的二个问题上进行。第一个问题主要担心旋涡流动怎么在尖端不安以后演变；怎么解决重覆性的问题和测试数据的风隧道的重制度；怎么基于对尖端不安的旋涡流动反应的学习与尖端不安开发活跃流动控制技术的一个概念。为第二个问题，一个人主要被担心那不对称的旋涡怎么随雷纳兹的增加被开发数字；怎么在不同雷纳兹数字政体分类旋涡流动模式；怎么开发一种适当界面层转变技术在习惯风隧道在高级雷纳兹数字模仿流动。最后，值得答案的一些重要问题在得出结论的讲话被建议。; X.Y.DengW.TianB.F.MaY.K.Wang; 关键词：空气动力学细长体

融合体型机身大攻角流动结构及特性研究被引量：1: 2010年; 针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论：融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.; 田伟邓学蓥王延奎范国磊董超

头部几何微扰对流动不对称性影响的数值研究被引量：5: 2007年; 使用低耗散的Roe格式，数值模拟了头部几何微扰对细长体不对称绕流的影响。计算发现，周向网格的加密本身也是一种微扰动，会对流场产生很大的影响。如果再加上头部几何微扰，随其高度的变化，侧向力分布显示出类似于几何扰动周向角变化时产生的双稳态现象。在对应的攻角下，头部扰动的方式决定了头部分离的方向，进而决定了后体的流场发展情况。; 柳阳马东军孙德军; 关键词：细长体双稳态

基于DNS的流动稳定性数值分析方法在双柱绕流中的应用: 2007年; 基于非结构谱元法对横向排列双圆柱绕流在固定间距情况下进行了整体线性稳定性分析,首先用Newton方法求得某个Re数的定常解,再以Arnoldi方法处理线化小扰动方程,进一步得到定常解的若干优势特征值及其特征向量.通过计算首次给出了无量纲圆心距T/D=1.2时系统的临界ReC数,并根据超临界情况下优势特征向量重构了周期流动.; 刘坤马东军孙德军尹协远

旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究被引量：4: 2007年; 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。; 邓学蓥柏楠马宝锋陈莹王延奎; 关键词：非对称涡人工转捩大迎角空气动力学

粗糙带起始位置对旋成体绕流过临界雷诺数模拟效果的影响: 2007年; 使用低速闭口风洞，对头部带有确定人工扰动的尖拱型旋成体，在模型两侧θ=±52．5^o粘贴条状粗糙带的条件下，粗糙带的轴向起始位置在x／d=0．75之前变化，固定迎角为40^o，在雷诺数ReD=0．67-9．4×105变化范围内，通过表面测压研究粗糙带起始位置对模拟过临界Re数下旋成体绕流的影响。结果表明大迎角下，人工转捩带的轴向起始位置会影响到头部部分截面的压力分布，但对后体的影响很小。粗糙带的起始位置越靠后，所受影响的轴向位置越远。通过分析得出粗糙带起始位置与受影响的轴向位置x／D之间的关系曲线，由此确定模拟过临界雷诺数下流动时合适的粗糙带起始位置。; 陈莹邓学蓥王延奎; 关键词：大迎角非对称涡旋成体人工转捩

Active Control of Disturbation of Wing-Body Rock Induced by Forebody Asymmetric Vortices: The study of free roll oscillation patterns with tip perturbation locations and suppression technique of free-...; X.Y.Deng

Effects of tip perturbation and wing locations on rolling oscillation induced by forebody vortices被引量：8: 2010年; The wing rock motion is frequently suffered by a wing-body configuration with low swept wing at high angle of attack.It is found from our experimental study that the tip perturbation and wing longitudinal locations affect significantly the wing rock motion of a wing-body.The natural tip perturbation would make the wing rock motion of a nondeterministic nature and an artificial mini-tip perturbation would make the wing rock motion deterministic.The artificial tip perturbation would,as its circumferential location is varied,generate three different types of motion patterns:(1) limit cycle oscillation,(2) irregular oscillation,(3) equilibrium state with tiny oscillation.The amplitude of rolling oscillation corresponding to the limit cycle oscillatory motion pattern is decreased with the wing location shifting downstream along the body axis.; Bing Wang Xue-Ying Deng Bao-Feng Ma Zhen Rong; 关键词：机翼摇滚

国家自然科学基金(10432020)

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