中国航空科学基金(01A51041)
- 作品数：5 被引量：16H指数：2
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- 双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究被引量：10
- 2006年
- 在北航的风洞中进行了双立尾一三角翼布局的立尾抖振实验，目的是研究立尾抖振产生的原因。主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法。实验结果表明在旋涡破裂以后，立尾上就会产生强烈的抖振。抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的。对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明，立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波。对于本实验使用的模型来说，当机翼迎角α=0°-20°范围，由于流动是附着流和涡流，所以立尾没有明显抖振；当机翼迎角在α=20°-56°范围，立尾处在破裂涡流的范围，立尾抖振明显，并且抖振强度在35°-50°之间达到最大。因此，三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因。
- 吕志咏张明禄高杰
- 关键词：三角翼双立尾抖振螺旋波
- 三角翼破裂涡流的非定常特性被引量：2
- 2012年
- 为了研究飞机的三角翼前缘涡破裂后,破裂涡流的非定常特性,在风洞中进行了75°后掠三角翼的动态测压实验.实验结果表明:三角翼翼面的压力脉动强度变化和翼面上前缘涡的流态是正相关的,在前缘涡破裂迎角区,上翼面的压力脉动强度最高达到33 Pa,抖振强度随迎角的变化趋势与上翼面的压力脉动随迎角的变化趋势相同.通过对压力信号的分析得出,三角翼翼面上的压力脉动主要是由破裂涡流中的螺旋波引起的,螺旋波产生了三角翼机翼抖振.
- 张明禄杨翊仁吕志咏
- 关键词：三角翼前缘涡涡破裂螺旋波抖振
- 三角翼机翼抖振研究
- 本文叙述了在风洞中进行了75°后掠三角翼刚性模型的动态测压和弹性模型的翼尖测加速度实验，目的是研究三角翼机翼抖振的来源。实验结果表明：三角翼翼面的压力脉动强度变化和翼面上前缘涡的流态是相关的，在前缘涡破裂迎角区...
- 张明禄
- 关键词：三角翼前缘涡涡破裂螺旋波
- 三角翼前缘涡破裂点脉动的实验分析被引量：3
- 2006年
- 在水槽中和风洞中分别进行了流动显示和动态测压实验，目的是研究三角翼前缘涡破裂点的脉动现象．对流动显示图片中涡的破裂点位置进行统计和频谱分析，表明破裂点振荡存在双主频特征，位于0．07位置的主频对应着螺旋-泡-螺旋的转化过程，位于0．2～0．4之间的主频对应着螺旋形态破裂本身的小幅振动．对统计的破裂点位置数据做低通滤波后进行相关性分析，还表明了三角翼左右2个前缘涡的破裂点位置信号具有负相关性．进行三角翼表面动态压力测量，对压力数据低通滤波后做相关性分析，发现相同的一条前缘涡的动态压力信号在整个翼面上都具有高度的相关性．
- 张明禄祝立国吕志咏
- 关键词：三角翼前缘涡
- 翼刀对双立尾/三角翼立尾抖振的影响
- 2010年
- 在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾/三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。
- 张明禄吕志咏
- 关键词：三角翼双立尾翼刀抖振
- 鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响被引量：1
- 2010年
- 为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。
- 张明禄吕志咏
- 关键词：三角翼双立尾前缘涡抖振
