钟世东
- 作品数：18 被引量：64H指数：5
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学一般工业技术自动化与计算机技术更多>>
- 小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究被引量：2
- 2016年
- 为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2m风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。
- 李永红刘会龙黄勇钟世东苏继川
- 三种跨声速洞壁干扰修正方法及其在小展弦比飞翼标模试验中的应用被引量：12
- 2016年
- 在FL-24风洞进行了带壁压信息测量的小展弦比飞翼标模测力试验,并在FL-26风洞进行了洞壁干扰验证试验。本文利用小扰动位流壁压信息法、全速势位流方法、基于RANS的壁压信息法三种方法开展飞翼标模的洞壁干扰修正研究,并与试验结果进行了比较。结果表明,飞翼标模洞壁干扰呈现与翼身尾常规布局不同的规律,三种方法在飞翼标模洞壁干扰修正中有各自的适用性。
- 钟世东李巍苏继川李永红贺中
- 关键词：洞壁干扰数值模拟
- 面向声爆/气动力的飞行器布局设计知识挖掘
- 2024年
- 声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。
- 马创舒博文黄江涛刘刚钟世东
- 关键词：知识库
- 一种面向超声速飞行器远场声爆抑制的近场伴随优化方法
- 本发明公开了一种面向超声速飞行器远场声爆抑制的近场伴随优化方法，包括：给定参数化初始近场波形，获取近场、远场过压信号并进行模态分解；提取各分解模态及其特征值分布，反求近场过压信号；基于CFD网格划分，根据反求的近场过压信...
- 黄江涛陈宪钟世东陈诚杜昕马晓永陈其盛何成军余龙舟章胜陈立立
- 2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用被引量：4
- 2008年
- Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力。综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围。
- 钟世东吴军强魏志王瑞波杨可
- 关键词：跨声速风洞风洞试验
- 腹部襟翼对飞翼布局飞行器起降气动特性的影响被引量：3
- 2022年
- 以某飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值模拟方法针对起降状态下腹部襟翼的安装位置及偏度进行了选型研究,并得到了腹部襟翼打开对升降舵舵效以及地面效应的影响规律。结果表明,当腹部襟翼位于重心后40%平均气动弦长时,在保持大迎角良好增升效果的同时对俯仰力矩的改变量也较小;随着腹部襟翼偏角变大,升力系数和阻力系数呈现出准线性增长,而俯仰力矩变化量较小,升降舵偏转1°左右即可配平;相比于腹部襟翼关闭状态,腹部襟翼打开后,升降舵舵效降低约6%,飞行器地面效应引起增升量变大,但纵向静稳定度有所降低。
- 陈宪陈诚黄江涛陈其盛余龙舟钟世东
- 关键词：升降舵
- 一种组合飞行器布局及连接机构
- 本发明属于飞行器气动外形设计技术领域，公开了一种组合飞行器布局及连接机构，包括主机和两个子机，主机和子机均采用飞翼布局；主机和子机的平面形状一致，且均具有单前缘和单后缘；两个子机布置在主机后缘两侧，且子机的前缘与主机的后...
- 马晓永黄江涛陈立立钟世东肖云雷杜昕章胜
- 小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究被引量：15
- 2015年
- 通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性,分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰,并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时,远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%,升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时,阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%,迎角18°时,远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时,远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用,在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02,迎角减小约0.1°,马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。
- 苏继川黄勇李永红钟世东单继祥
- 关键词：飞翼数值模拟
- 小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究被引量：14
- 2015年
- 小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型,前缘后掠角为65°,展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力,在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理,通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的流动特性,分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程,结果表明:小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力;随着迎角增加,前缘涡逐渐向内侧移动,涡强和背风面激波的强度也逐渐增加,前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态;当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂,流场急剧变化以达到新的平衡,从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。
- 苏继川黄勇钟世东李永红
- 关键词：飞翼流动特性涡破裂
- 一种面向超声速飞行器远场声爆抑制的近场伴随优化方法
- 本发明公开了一种面向超声速飞行器远场声爆抑制的近场伴随优化方法，包括：给定参数化初始近场波形，获取近场、远场过压信号并进行模态分解；提取各分解模态及其特征值分布，反求近场过压信号；基于CFD网格划分，根据反求的近场过压信...
- 黄江涛陈宪钟世东陈诚杜昕马晓永陈其盛何成军余龙舟章胜陈立立
- 文献传递
