王元靖
- 作品数：32 被引量：65H指数：6
- 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翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学军事更多>>
- 粗糙带对细长体大迎角流动非对称性的影响被引量：4
- 2005年
- 通过模型表面压力分布测量和表面油流图谱显示等试验手段,在低湍流度风洞中探讨了模型头部不同形式的粗糙带对细长体大迎角条件下流动非对称性的影响。结果表明:“条型”粗糙带可以有效改善流动非对称性、降低当地侧向力;“环型”粗糙带可以改善模型表面的分离状态,但是却增强了流动非对称性;“条型+环型”粗糙带对于表面流谱的影响较为复杂。但是这些形式的粗糙带都不能完全消除流动非对称性所产生的侧向力。试验结果还展示出了大迎角状态下,流动非对称性的存在形式与表现特征。
- 王元靖范召林侯跃龙贺中
- 关键词：大迎角细长旋成体
- 高超声速风洞多体干扰与分离试验技术被引量：11
- 2010年
- 在FL-31风洞中进行了某高超声速飞行器的多体干扰与分离试验技术研究,成功建立了多体干扰与分离试验技术。试验模型是某典型构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成。利用风洞上下投放机构实现两模型间的相对运动,采用两台天平对模型的气动力进行测量,同时利用纹影仪记录模型分离过程中的激波干扰情况。结果表明:试验系统设计合理,能准确模拟物体间分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,激波干扰清晰可见。
- 吴继飞王元靖罗新福钱丰学
- 关键词：激波干扰高超声速
- 2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究被引量：7
- 2004年
- 介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。
- 吴军强范召林贺中王元靖
- 关键词：高速风洞大迎角
- 大攻角非对称流动机理与雷诺数效应研究
- 现代先进飞行器往往具有细长前体,大攻角条件下细长前体的背风面会形成非对称涡结构,从而产生很大的侧向力和偏航力矩,严重影响飞行器的控制品质和飞行安全。随着先进飞行器的性能提高,大攻角非对称流动问题越来越受到重视。但是大攻角...
- 王元靖
- 关键词：大攻角雷诺数效应
- 文献传递
- 粗糙带对细长体大迎角流动非对称性的影响
- 本文通过模型表面压力分布测量和表面油流图谱显示等试验手段,在低湍流度风洞中探针了模型头部不同形式的粗糙带对细长体大迎角条件下流动非对称性的影响.结果表明:'条形'粗糙带可以有效改善流动非对称性、降低当地侧向力;'环形'粗...
- 王元靖范召林
- 关键词：大迎角细长旋成体
- 文献传递
- 亚临界雷诺数对大攻角非对称流动的影响研究
- 在低速风洞中利用测力、测压的手段,研究了亚临界雷诺数对不同缩比细长旋成体模型大攻角非对称流动的影响。结果表明:亚临界雷诺数范围内,风速带来的雷诺数变化与模型尺度改变的雷诺数不能简单等同。风速的增加通过改变馈送涡丝环量而影...
- 王元靖范召林李浩
- 关键词：大攻角雷诺数效应
- 文献传递
- 细长体大攻角流动的雷诺数效应研究
- 本文通过低速风洞测力和测压试验研究了细长体大攻角流动非对称性的雷诺数效应.结果显示:雷诺数主要影响细长体大攻角侧向力的幅值;对边界层的影响会导致一侧分离位置推迟,并可能明显削弱分离涡强度和控制范围.临界雷诺数带来的两侧边...
- 王元靖范召林盛晓泽
- 关键词：飞行器大攻角流动雷诺数效应低速风洞
- 文献传递
- 细长旋成体大迎角流动非对称性的声激励控制方法研究
- 通过测压、油流、粘贴转捩带、热线频谱采集及声激励控制等一系列试验,讨论了Re数、转捩带对流动非对称性的影响,分析了细长体大迎角非对称流动的特点。重点对声激励控制流动的非对称性的效果进行了详细分析,提供了有无声激励时功率谱...
- 范召林王元靖
- 关键词：细长旋成体大迎角
- 文献传递
- 大迎角试验数据精度及影响因素分析被引量：1
- 2006年
- 着重分析了粗糙带、偏航角β、模型抖动以及滤波频率、采样时间和样本长度等因素对于大迎角试验数据精度的影响。结果认为:常规试验采用的滤波频率会导致关键气动信息的丢失,滤波频率的选取尤为重要;弯刀系统的横向刚度是影响大迎角数据精度的一个重要因素,试验中如何降低其横向刚度的影响是一难点。
- 王元靖范召林吕全洲贺中吴军强
- 关键词：数据精度不确定度风洞实验
- 一种智能材料结构在变形体机翼气动特性研究中的应用被引量：1
- 2017年
- 为验证所提出的智能材料结构在柔性变后缘机翼气动特性研究中应用的可行性,在跨声速风洞中运用模型变形视频测量技术测量了机翼后缘的偏转变形量,并记录了偏转变形的动态过程。同时测量了上翼面的压力分布。实验马赫数0.4~0.8,模型迎角0°~6°。分析了来流条件对结构变形能力的影响。结果表明:跨声速条件下,智能材料结构在气动载荷作用下能够驱动机翼后缘偏转变形。驱动力一定时,变形能力受到马赫数和迎角等因素影响。马赫数增加会减弱智能材料结构的变形能力,导致变形速度减小,后缘偏转角降低。迎角的影响较为复杂,且与马赫数的影响相互耦合,马赫数越高迎角的影响越强。最后,通过对后缘压力分布形态的分析得出,变形后后缘是否发生流动分离是影响智能材料结构变形能力的关键因素。
- 雷鹏轩王元靖吕彬彬余立杨振华
- 关键词：高速风洞
