范召林
- 作品数：99 被引量：324H指数：11
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国际科技合作与交流专项项目国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学兵器科学与技术文化科学更多>>
- 方形截面导弹动态摇滚特性研究被引量：3
- 2009年
- 介绍了高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了方型截面导弹大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,方形截面导弹呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡和等速滚转。最后对摇滚的机理进行了探讨与分析。
- 陶洋范召林赵忠良杨海泳
- 关键词：大迎角
- 基于NURBS的机翼自由变形方法
- 本文建立了基于NURBS(非均匀有理B样条)的机翼自由变形方法。通过对DLR-F6飞机机翼进行实例分析，表明文中方法能有效表述其翼面局部及大范围内型面自由变形特性，并且保证了控制点的局域性质。基于NURBS曲面的自由变形...
- 马晓永吴文华范召林
- 关键词：非均匀有理B样条飞机机翼
- 高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究被引量：10
- 2010年
- 通过分析空腔底面中心线上声压级分布与不同测点声压频谱特性,着重研究了高亚声速空腔绕流的气动噪声特性。空腔模型长深比分别为6、10和15,自由来流马赫数为0.8,基于每米的雷诺数为1.55×107,测量的空腔前缘的边界层厚度为0.034m。结果表明:空腔后缘处于噪声产生区,声压级较高;闭式和过渡式空腔因深度较小,来流剪切层触及了空腔底面,干扰了从腔后壁向腔前壁的噪声反馈回路,限制了腔内流动自激振荡的形成;开式空腔深度较大,剪切层直接跨过空腔中部、撞击腔后壁,并产生强烈噪声,噪声从腔后壁通过空腔向前壁的反馈回路未受到干扰,故腔内流动出现自激振荡和多个声压峰值频率。
- 杨党国李建强范召林罗新福梁锦敏
- 关键词：空腔高亚声速噪声特性声压级
- 关于大飞机跨声速气动力试验研究若干问题的探讨
- 大飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制必须解决高升阻比布局、推进系统/机体一体化设计、气动弹性特性及动稳定性预测等关键的跨声速关键气动力问题,建立我国自主的大飞机跨声速风洞试验能力体系、试验技术体...
- 范召林徐来武赵协和林俊
- 关键词：大飞机超临界机翼风洞试验跨声速气动力
- 文献传递
- 后壁倒角对开式空腔气动噪声抑制作用研究被引量：5
- 2017年
- 在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究,对空腔后壁进行倒角,以降低气流在该处的撞击强度,从而达到抑制空腔流场气动噪声的目的。试验马赫数(Ma)为0.6~1.2,空腔长深比(L/D)为4.1、4.7。试验结果表明:亚跨声速范围内,随马赫数增大,开式空腔流场气动声学环境恶劣程度加剧,最大总声压级高达170dB以上,声压频谱曲线上存在多个不同模态的单调声;后壁倒角后,腔底总声压级强度明显降低,且其降低程度随马赫数增大愈趋明显,最大可降低近7dB,空腔后壁上主噪声源附近总声压级强度可降低约1dB,声压频谱曲线上的能量峰值明显减弱。
- 吴继飞徐来武范召林罗新福
- 关键词：空腔气动噪声
- 高速风洞超大迎角试验技术初步研究被引量：3
- 2001年
- 大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。
- 范召林吴军强贺中董臻东武春祥刘伟朱庆洪
- 关键词：高速风洞飞行器研制大迎角空气动力学风洞试验技术天平
- 弹舱流动特性数值模拟及风洞试验研究被引量：26
- 2009年
- 针对弹舱流动自身的复杂性以及对内埋武器安全分离的影响,本文利用数值模拟和风洞试验相结合的手段分析了三类弹舱流动特性,着重研究了几种典型弹舱的几何参数(L/D、W/D、cδ、δh)以及来流马赫数(M)与弹舱流动特性间的耦合影响关系,获得了跨超声速来流条件下弹舱流动特性和压力分布。研究结果表明,弹舱长深比(L/D)是影响弹舱流动类型和流动特性的关键因素,W/D、cδ、δh和M对弹舱流动类型和流动特性也有一定的影响;三类弹舱流动类型中开式流动弹舱内压力分布较均匀。
- 杨党国范召林李建强罗新福
- 关键词：数值模拟风洞试验
- 细长旋成体大迎角非对称流动特性的试验研究被引量：5
- 2003年
- 简要介绍了细长体大迎角流动非对称性的试验结果,分析了Re数、湍流度和安装条件等因素对大迎角流动非对称性的影响,探讨了大迎角流动非对称性的产生机制。文章最后着重阐述了该研究得出的一些支持细长体大迎角流动非对称性产生机制的空间动力不稳定性观点的理由。
- 范召林王元靖侯跃龙白存儒
- 关键词：细长旋成体大迎角飞行器
- 可压缩流中声激励对细长体大迎角流动非对称性的影响研究
- 在跨声速风洞中研究了声激励对于可压缩流中细长旋成体大迎角流动非对称性的影响效果。结果表明,在可压缩流场中,声激励对于细长体典型迎角下的流动非对称性依然有着一定的影响,但由于高速风洞中流场本身的湍流度较高,声激励效果要比低...
- 范召林王元靖侯跃龙贺中
- 关键词：大迎角细长旋成体声激励
- 文献传递
- 超声速空腔流激振荡与声学特性研究被引量：5
- 2010年
- 基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.
- 杨党国范召林李建强蒋卫民田军
- 关键词：空腔流激振荡声学特性超声速声压级
