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后缘喷流对三角翼前缘涡的影响 被引量：8
1
作者 王晋军 苗福友 +1 位作者 钮珍南 薛启智 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第2期125-131,共7页
本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三... 本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。 展开更多
关键词 三角翼绕流 后缘喷流 涡破裂 流动显示 LDV测量
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60°三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究 被引量：3
2
作者 刘激瀛 王晋军 薛启智 《实验力学》 CSCD 北大核心 2000年第2期206-210,共5页
本文应用流动显示技术对矢量差动喷流情况下 6 0°三角翼前缘涡破裂特性进行了实验研究 ,结果表明 :矢量差动喷流可以有效地控制前缘涡的破裂位置 ,且整个流场主要受喷流速度大的喷流的影响 ,该侧前缘涡的破裂位置随喷流速度的增大... 本文应用流动显示技术对矢量差动喷流情况下 6 0°三角翼前缘涡破裂特性进行了实验研究 ,结果表明 :矢量差动喷流可以有效地控制前缘涡的破裂位置 ,且整个流场主要受喷流速度大的喷流的影响 ,该侧前缘涡的破裂位置随喷流速度的增大向下游发展 ,而另一侧前缘涡的破裂则提前发生 ;另外 ,在喷流速度差一定的情况下 ,喷流速度越小 ,对前缘涡的控制作用越明显 . 展开更多
关键词 三角翼绕流 流动显示 涡破裂 飞机
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后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析 被引量：1
3
作者 张正科 汤寒松 贾剑波 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第4期484-489,共6页
本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩N S方程组 ,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟 ,求解中采用了Beam -Warming隐式近似因子分解格式以及MML代数湍流模型。计算结果说明 ,后缘喷流使涡核压强降低 ,使涡核速度增... 本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩N S方程组 ,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟 ,求解中采用了Beam -Warming隐式近似因子分解格式以及MML代数湍流模型。计算结果说明 ,后缘喷流使涡核压强降低 ,使涡核速度增大 ,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用 ,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值 ,从而可以增加部分升力。计算结果还说明 。 展开更多
关键词 旋涡 三角翼绕流 后缘喷流 流场模拟
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双三角翼大迎角绕流的并行计算
4
作者 汪善武 杨国伟 +1 位作者 周建军 庄礼贤 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第2期247-253,共7页
本文在LU SGS方法求解可压缩Navier Stokes方程的串行程序基础上 ,发展了适合MPP系统类型的并行计算机的并行算法程序 ,并针对双三角翼大迎角绕流问题 ,就不同的并行计算方法进行了对比研究 ,探讨了优化并行策略 。
关键词 并行算法 三角翼绕流 非定常流
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基于迎风格式数值模拟三角翼涡流场
5
作者 王娜 董军 《气动研究与实验》 2005年第2期16-21,共6页
本文应用基于有限体积方法的高精度迎风格式模拟了三角翼在大迎角条件下的绕流流场。选用不同几何外形的三角翼，由计算结果可以清楚的看到前缘自由剪切层的发展，涡的形成及其复杂的相互作用。
关键词 三角翼绕流 有限体积方法 迎风格式 战斗机 气动布局
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偏转矢量喷流对双三角翼前缘涡破裂影响的实验研究 被引量：1
6
作者 王晋军 秦永明 《实验力学》 CSCD 北大核心 2001年第4期372-377,共6页
本文应用染色液流动显示技术对后缘偏转喷流情况下 76°/4 0°双三角翼前缘涡破裂位置的变化进行了观测 ,实验结果表明偏转喷流主要推迟与喷流方向相同一侧前缘涡的破裂 ,而使另一侧前缘涡破裂略有提前 .随着喷流偏转角度的增... 本文应用染色液流动显示技术对后缘偏转喷流情况下 76°/4 0°双三角翼前缘涡破裂位置的变化进行了观测 ,实验结果表明偏转喷流主要推迟与喷流方向相同一侧前缘涡的破裂 ,而使另一侧前缘涡破裂略有提前 .随着喷流偏转角度的增大 ,喷流使两前缘涡破裂位置差逐渐增大 .另外 ,随着模型攻角的增大 ,前缘涡涡核与双三角翼翼面的夹角逐渐增大 。 展开更多
关键词 双三角翼绕流 流动显示 涡破裂 矢量喷流 染色液流动显示技术 偏转矢量喷流 推动矢量控制技术
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76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究 被引量：1
7
作者 王晋军 刘激瀛 薛启智 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期51-53,共3页
流动显示结果表明 ,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂 ,且随着攻角的增大 ,前缘涡破裂位置逐渐推后 ,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性 ,能有效地克服可能出现的机翼的“摇滚”现象 .另外 ,后缘喷流可以减弱乃... 流动显示结果表明 ,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂 ,且随着攻角的增大 ,前缘涡破裂位置逐渐推后 ,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性 ,能有效地克服可能出现的机翼的“摇滚”现象 .另外 ,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生 ,进而有利于飞行器的操纵 . 展开更多
关键词 涡旋流动 流动显示 双三角翼绕流 流动控制 前缘涡破裂 后缘喷流 机翼
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双三角翼大迎角涡流场数值模拟研究
8
作者 王娜 董军 《气动研究与实验》 2005年第3期9-14,共6页
采用基于有限体积方法的高精度迎风格式对层流N-S方程进行了数值模拟，研究了内翼后掠角为80°、外翼后掠角为60°的双三角翼绕流的流场特性，对几何外形、网格分布及远场边界的影响等问题进行了探讨。
关键词 双三角翼 分离流 有限体积方法 迎风格式 数值模拟研究 双三角翼绕流 涡流场 大迎角 N-S方程 流场特性
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