大迎角空气动力学相关论文
为探究大迎角时边条翼前缘后掠角对钝头细长旋成体导弹绕流特性的影响,开展了模型表面测压和粒子图像测速的风洞实验,研究了亚临界......
在北航水洞通过染色线和激光片光技术对细长体绕流的非对称涡形成过程及其多涡流场结构进行了实验研究.本文阐明了对称背涡产生非......
在半顶角为10°的圆锥前体尖端处布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器，通过左、右舷等离子体分布开启实现了对圆锥前......
本文利用头部长细比为3.0的尖拱形旋成体模型在北航D4风洞中完成了ReD=0.67～9.1×105的临界雷诺数效应研究.实验结果表明,非对称涡......
通过数值方法对大迎角细长体湍流流场的模拟,研究头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响,探讨可压缩流动中的涡流非......
该文就是在这样的背景下结合国家自然科学基金项目"细长体非对称涡控制机理的实验研究"、以及翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验......
该文通过在细长体头部设置确定的人工扰动,对大迎角下的定常非对称背涡结构及其气动力特性随滚转角的演化规律进行了研究.对滚转角......
Cai,Liu & Luo在文献(J. Fluid Mech., Vol. 480, April 2003, pp. 65-94.)中给出了细长锥体脱体涡的小扰动稳定性分析。该文指出......
应用一对单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器对顶角为20°的圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制试验研究.试验在3.0 ......
具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力，该现象受多种因素影响，而其中对压缩性......
在气动中心低速所φ3.2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°/65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分布及空......
在亚临界流动范围内, 对具有尖拱型头部的细长旋成体在无侧滑大迎角下利用在头部设置微扰动块取得稳定的、可重复的正则态非对称涡......
在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验.在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动......
利用可压缩层流Navier-Stokes方程模拟了尖头细长体中小迎角的流动结构.给出了4个迎角状态的物面流谱,分析了极限流线随迎角的发展......
通过数值方法对大迎角细长体湍流流场的模拟,探讨压缩性对细长体非对称绕流发展的影响.结果表明细长体顶端的极小扰动诱发显著的非......
通过在北航1.2m水洞中利用染色液显示和激光片光技术的显示实验以及在西工大NF-3风洞中进行的表面测压实验,对拱形头部细长旋成体......
通过在细长体顶点处设置扰动块的方式使细长体的绕流具有确定性，在此基础上研究了机翼对细长体头部侧向力特性的影响。通过实验发现......
在气动中心低速所Ф3．2m风洞综合运用测力、测压、烟流和PIV流场测量等手段对80°／65°双三角翼模型大迎角气动特性、压力分......
对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了......
采用尖拱细长旋成体模型，在M=0．4～1．2范围内，通过表面压力测量和PIV流态观测手段，对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的......
应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20。顶角圆锥．圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3．0m×1．6m低速风......
在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流......
采用尖拱细长体模型，在高速风洞中完成了压缩性对大迎角非对称流动影响的试验研究。试验迎角范围为10°～50°，M数范围为0．4～1．2......
采用在细长体顶点处添加扰动块的方式使细长体的绕流具有确定性．研究了在大迎角下，后掠翼对细长体绕流结构和气动力特性的影响．实验结......
战斗机推力矢量技术可极大地扩展战斗机使用包线,提升飞行安全性,增强飞机作战能力,是航空领域的重要关键技术,是先进战斗机的典型......
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......
针对作用在顶角为20°的圆锥-圆柱组合体模型头上的带占空循环的等离子体激励进行了机理性研究。实验使用单电极介质阻挡放电(SDBD......
针对大迎角状态下,流动绕过顶角为20°的圆锥-圆柱组合体模型产生的一对不对称分离涡,通过等离子体激励器对其进行主动控制,并对控......
以求解二维N-S方程数值模拟NACA 0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。......
在半顶角为10°的圆锥前体尖端处布置一对等离子体激励器,通过占空循环控制技术实现了对圆锥前体力和力矩的近似比例控制,并对......
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......
利用N-S方程模拟了旋成体的绕流过程。旋成体流场由不同层次的涡结构组成，包括主涡、二次涡、tertiary涡、螺旋涡、羊角涡、U型马蹄......
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......
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......
具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力，该现象受多种因素影响，而其中对压缩性......
应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制......
一、抗失速/尾旋研究由来及发展飞行中飞机因某些内外因素,如驾驶失误、旋转初始角速度太大、操纵系统损坏,进入了前面飞着的飞机......
